RU2531161C1

RU2531161C1 - Axisymmetric nozzle of rocket engine

Info

Publication number: RU2531161C1
Application number: RU2013118791/06A
Authority: RU
Inventors: Сергей Александрович Таковицкий
Priority date: 2013-04-24
Filing date: 2013-04-24
Publication date: 2014-10-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: in a supersonic part of an axisymmetric nozzle of a rocket engine there is an insert installed, which has length, output diameter and expansion degree less than the appropriate geometric parameters of the wall in the supersonic part of the nozzle. The insert takes two mounting positions - adjoins the wall of the supersonic part of the nozzle in process of flight in dense layers of atmosphere and is placed outside the area of aerodynamic interference with the rear edge of the wall in process of flight in low-density atmosphere. In the position designed for flight in low-density atmosphere the front edge adjoins the surface, which limits disturbances that reach the wall and the tangent to the generatrix of which passing via the edge of the output cross section of the nozzle, is directed at the angle

μ = a r c t g \frac{1}{\sqrt{M^{2} - 1}}

to the tangent to the generatrix of the wall in the output section, where M - local Mach number near the wall in the output section of the nozzle.

EFFECT: increased nozzle traction at specified dimensions.

4 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям, и может быть использовано при разработке и создании осесимметричного сопла с внутренней вставкой, имеющего улучшенные массово-энергетические характеристики, а именно увеличенную тягу при заданных габаритах.The invention relates to the field of rocket technology, in particular to rocket engines, and can be used in the development and creation of an axisymmetric nozzle with an internal insert having improved mass and energy characteristics, namely increased thrust for given dimensions.

Развитие ракетной техники требует разработки оптимальных сопл двигательных установок, обеспечивающих максимальную тягу. В соплах осуществляется разгон газового потока и создается значительная часть тягового усилия двигателя. Как газодинамическое устройство, сопло работает с максимальной эффективностью в ограниченном диапазоне изменения определяющих параметров. Максимально возможная тяга двигателя с соплом Лаваля реализуется на расчетном режиме, при условии равенства статического давления на срезе сопла давлению в окружающей среде. В выходном сечении создается параллельный поток с одним и тем же значением скорости в любой точке. На нерасчетном режиме течение в сопле характеризуется образованием интенсивной волновой структуры, что приводит к потере тяги.The development of rocket technology requires the development of optimal nozzles for propulsion systems that provide maximum thrust. In the nozzles, the gas flow is accelerated and a significant part of the engine traction is created. As a gas-dynamic device, the nozzle operates with maximum efficiency in a limited range of variation of the determining parameters. The maximum possible thrust of an engine with a Laval nozzle is realized in the design mode, provided that the static pressure at the nozzle exit is equal to the pressure in the environment. A parallel flow is created in the output section with the same velocity value at any point. In the off-design mode, the flow in the nozzle is characterized by the formation of an intense wave structure, which leads to loss of thrust.

Основные недостатки сопл Лаваля связаны с их большими габаритами. Для аэродинамических труб требование к однородности потока в рабочей части является важнейшим. Поэтому используются сопла с плавным расширением, которые имеют большую длину. Напротив, для ракет предпочтительно уменьшение длины и веса сопла. Предложения по сокращению габаритов особенно актуальны при полетах на больших высотах. На малых высотах двигатель работает с перерасширением и высокое давление в окружающей среде приводит к образованию скачков уплотнения в сверхзвуковой части сопла. В результате часть сопла не участвует в создании тяги и оказывается бесполезной. На больших высотах с низким атмосферным давлением реализуется недорасширение струи. Длина сопла оказывается недостаточной для обеспечения расчетного режима истечения струи. Выбор степени расширения в сопле делается на основе компромисса между увеличением габаритов и веса сопла, с одной стороны, и увеличением тяги - с другой.The main disadvantages of Laval nozzles are associated with their large dimensions. For wind tunnels, the requirement for uniform flow in the working part is critical. Therefore, nozzles with smooth expansion, which have a large length, are used. In contrast, for missiles, it is preferable to reduce the length and weight of the nozzle. Offers to reduce the dimensions are especially relevant when flying at high altitudes. At low altitudes, the engine works with overdevelopment and high pressure in the environment leads to the formation of shock waves in the supersonic part of the nozzle. As a result, part of the nozzle is not involved in creating traction and is useless. At high altitudes with low atmospheric pressure, under-expansion of the jet is realized. The length of the nozzle is insufficient to ensure the calculated mode of flow. The choice of the degree of expansion in the nozzle is made on the basis of a compromise between an increase in the dimensions and weight of the nozzle, on the one hand, and an increase in thrust, on the other.

Известны сопловые насадки, в которых для снижения веса двигателя могут использоваться композиционные материалы (см. патент РФ №2266424, МПК F02K 9/97, F02K 1/80, дата публикации 20.01.2005 г.). По сравнению с металлическими сплавами плотность композиционного материала значительно меньше, что позволяет изготовить сопловой насадок, имеющий или большую длину для увеличения тяги, или меньшую массу. Применение композиционного материала типа "углерод-углерод", "углерод-керамика" исключает необходимость дополнительного охлаждения насадка. К недостаткам таких сопл можно отнести их большие габариты.Known nozzle nozzles in which composite materials can be used to reduce engine weight (see RF patent No. 2266424, IPC F02K 9/97, F02K 1/80, publication date 01/20/2005). Compared to metal alloys, the density of the composite material is much lower, which makes it possible to produce nozzle nozzles having either a longer length to increase thrust or a smaller mass. The use of carbon-carbon, carbon-ceramic composite materials eliminates the need for additional cooling of the nozzle. The disadvantages of such nozzles include their large dimensions.

Для повышения эффективности работы двигателя предложены различные способы регулирования высотности сопла. Например, сопло с удаляемой вставкой, щелевое сопло, сопло с выдвижным насадком и т.д.To improve the efficiency of the engine, various methods for controlling the height of the nozzle are proposed. For example, a nozzle with a removable insert, a slotted nozzle, a nozzle with a retractable nozzle, etc.

Известны сопла с внутренними удаляемыми одной или несколькими вставками (см. Г.Б. Синярев, М.В. Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. Теория и проектирование. М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1957 г.; патент США №3237402, МПК, дата публикации 01.03.1966 г.). Использование внутреннего сопла-вставки уменьшает геометрическую степень расширения сопла и не допускает отрыва потока от его стенки при работе двигателя при высоком атмосферном давлении. При достижении заданной высоты вставка удаляется, и сопло начинает работать при большей степени расширения. Недостатком является необходимость обеспечения безопасного отделения вставки.Known nozzles with internal removable one or more inserts (see GB Sinyarev, MV Dobrovolsky. Liquid rocket engines. Theory and design. M: State Publishing House of the defense industry, 1957; US patent No. 3237402, IPC , publication date 03/01/1966). The use of an internal nozzle-insert reduces the geometric degree of expansion of the nozzle and prevents flow separation from its wall when the engine is operating at high atmospheric pressure. When the specified height is reached, the insert is removed, and the nozzle begins to work with a greater degree of expansion. The disadvantage is the need to ensure safe separation of the insert.

Известно сопло с внешним насадком (см. патент РФ №2353791, МПК F02K 9/97, F02K 1/09, дата приоритета 29.10.2007 г.). Сопловой насадок содержит секции, выдвигаемые на режиме полета при низком атмосферном давлении. Таким образом достигается увеличение степени расширения струи и увеличение тяги. К недостаткам таких сопл относятся их большие габариты.A nozzle with an external nozzle is known (see RF patent No. 2353791, IPC F02K 9/97, F02K 1/09, priority date 10.29.2007). Nozzle nozzles contain sections that are put forward in flight mode at low atmospheric pressure. Thus, an increase in the degree of expansion of the jet and an increase in thrust are achieved. The disadvantages of such nozzles are their large dimensions.

Известны сопла ракетного двигателя (см. патент США №3469787, МПК, дата публикации и патент РФ №2322607, МПК F02K 9/97, дата публикации 10.12.2005 г.), в которых выполнены кольцевые щели. По мере увеличения высоты полета щели поочередно закрываются заслонками, что повышает эффективность работы сопла на различных высотах. Недостатки таких сопл связаны с нарушением гладкости поверхности стенки сопла.Known nozzles of a rocket engine (see US patent No. 3469787, IPC, publication date and RF patent No. 23232607, IPC F02K 9/97, publication date 12/10/2005), in which annular slots are made. As the flight altitude increases, the slots are alternately closed by shutters, which increases the efficiency of the nozzle at different heights. The disadvantages of such nozzles are associated with a violation of the smoothness of the surface of the nozzle wall.

Наиболее близким из известных технических решений, принятым за прототип, является жидкостный ракетный двигатель (см. патент РФ на изобретение №2391549, МПК F02K 9/97, дата публикации 10.06.2010 г.), содержащий осесимметричное сопло с сопловой вставкой. Стенка сверхзвуковой части сопла ограничена плоскостями, одна из которых проходит через критическое сечение круглой формы, а другая - через кромку выходного сечения сопла. Вставка представляет собой профилированную оболочку, длина, выходной диаметр и степень расширения которой меньше, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части основного сопла. В этом случае обеспечиваются два режима работы сопла. На начальном этапе полета ускорение потока происходит во вставке, что обеспечивает более низкую степень расширения с давлением на срезе вставки, близким к давлению окружающей среды. Вставка изготавливается из композиционного материала и не требует дополнительного охлаждения. На заключительном этапе полета, при достижении определенной высоты вставка удаляется и поток расширяется по всему соплу, обеспечивая уменьшение давления в выходном сечении. Таким образом, достигается высокая эффективность работы сопла в широком диапазоне изменения высоты полета.The closest known technical solutions adopted for the prototype is a liquid rocket engine (see RF patent for the invention No. 2391549, IPC F02K 9/97, publication date 06/10/2010), containing an axisymmetric nozzle with a nozzle insert. The wall of the supersonic part of the nozzle is bounded by planes, one of which passes through the critical section of a circular shape, and the other through the edge of the exit section of the nozzle. The insert is a profiled shell, the length, output diameter and expansion of which is less than the corresponding geometric parameters of the wall of the supersonic part of the main nozzle. In this case, two nozzle operating modes are provided. At the initial stage of the flight, flow acceleration occurs in the insert, which provides a lower degree of expansion with a pressure at the insert shear close to ambient pressure. The insert is made of composite material and does not require additional cooling. At the final stage of the flight, upon reaching a certain height, the insert is removed and the flow expands throughout the nozzle, providing a decrease in pressure in the outlet section. Thus, a high nozzle efficiency is achieved in a wide range of flight altitude changes.

К недостаткам таких сопл можно отнести то, что при полете на больших высотах реализуется режим с недорасширением струи. Габаритные ограничения не позволяют создать максимально возможную тягу сопла. В выходном сечении сопла газодинамические параметры течения изменяются по радиальной координате, в направлении от оси симметрии к кромке.The disadvantages of such nozzles include the fact that when flying at high altitudes, a mode with under-expansion of the jet is realized. Overall limitations do not allow to create the maximum possible thrust nozzle. In the exit section of the nozzle, the gas-dynamic parameters of the flow change along the radial coordinate, in the direction from the axis of symmetry to the edge.

Отмеченная особенность, неучтенная при разработке прототипа, свидетельствует о возможности дополнительного увеличения тяги.The noted feature, unaccounted for in the development of the prototype, indicates the possibility of an additional increase in traction.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка сопла ракетного двигателя, имеющего увеличенную тягу при заданных габаритах.The objective and technical result of the invention is the development of a nozzle of a rocket engine having increased thrust for a given size.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что используется сопло с внутренней сопловой вставкой, которая выполнена неудаляемой. Сопловая вставка выполнена в виде осесимметричной профилированной оболочки, длина, выходной диаметр и степень расширения которой меньше, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части сопла, ограниченной плоскостями, одна из которых проходит через критическое сечение круглой формы, а другая - через кромку выходного сечения сопла. Сопловая вставка выполнена с возможностью ее перестановки вдоль оси сопла. На режиме полета в плотных слоях атмосферы передняя кромка вставки примыкает к стенке сверхзвуковой части сопла вблизи критического сечения. При полете в разреженной атмосфере вставка размещается вне области аэродинамической интерференции с кромкой выходного сечения сопла. В этом случае передняя кромка вставки примыкает к поверхности, которая ограничивает возмущения, достигающие стенки сопла. Угол между касательными к образующим данной поверхности и стенки сопла, проходящим через кромку стенки в выходном сечении, равен

, где М - местное число Маха около стенки в выходном сечении сопла. Таким образом, на режиме полета в плотных слоях атмосферы вставка устанавливается вблизи критического сечения и обеспечивает расширение струи, а при полете в разреженной атмосфере размещается около выходного сечения и создает дополнительную тягу в результате отклонения струи.The solution of the problem and the technical result are achieved by using a nozzle with an internal nozzle insert, which is made unremovable. The nozzle insert is made in the form of an axisymmetric shaped shell, the length, output diameter and expansion degree of which is less than the corresponding geometric parameters of the wall of the supersonic part of the nozzle bounded by planes, one of which passes through a critical circular section and the other through the edge of the nozzle exit section. The nozzle insert is arranged to swap along the axis of the nozzle. In flight mode, in dense atmospheric layers, the leading edge of the insert is adjacent to the wall of the supersonic part of the nozzle near the critical section. When flying in a rarefied atmosphere, the insert is placed outside the aerodynamic interference region with the edge of the nozzle exit section. In this case, the leading edge of the insert is adjacent to the surface, which limits the disturbances reaching the nozzle wall. The angle between the tangents to the generators of this surface and the nozzle wall passing through the edge of the wall in the outlet section is

where M is the local Mach number near the wall in the outlet section of the nozzle. Thus, in flight mode in dense layers of the atmosphere, the insert is installed near the critical section and ensures jet expansion, and when flying in a rarefied atmosphere it is placed near the exit section and creates additional thrust as a result of jet deflection.

Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 и 2 показана сверхзвуковая часть сопла со вставкой. Распределение числа Маха в продольном сечении сопла показано на фиг.3. На фиг.4 представлено сопоставление тяговых характеристик для различных вариантов геометрии сопла.1 and 2 show the supersonic part of the nozzle with the insert. The distribution of the Mach number in the longitudinal section of the nozzle is shown in Fig.3. Figure 4 presents a comparison of traction characteristics for various options for the geometry of the nozzle.

Основными конструктивными элементами осесимметричного сопла являются стенка 5 сверхзвуковой части 1 сопла, которая ограничена критическим сечением 2 и выходным сечением 3, имеющими круглую форму и перпендикулярными к оси симметрии 4, и сопловая вставка 7, длина, выходной диаметр и степень расширения которой меньше, чем соответствующие геометрические параметры стенки 5 сверхзвуковой части 1 (фиг.1 и 2). Стенка 5 имеет кромку 6, расположенную в выходном сечении 3 сопла. Сопловая вставка 7 имеет два установочных положения. В первом положении вставка 7 примыкает передней кромкой 8 к стенке 5 вблизи критического сечения 2 (фиг.1). Второе положение вставки 7 соответствует условию исчезновения ее влияния на течение около стенки 5 сопла (фиг.2). В этом случае вставка 7 находится за поверхностью 9, ограничивающей возмущения к кромке 6 стенки 5.The main structural elements of the axisymmetric nozzle are the wall 5 of the supersonic part 1 of the nozzle, which is bounded by a critical section 2 and an output section 3, having a circular shape and perpendicular to the axis of symmetry 4, and a nozzle insert 7, the length, output diameter and degree of expansion of which is less than the corresponding the geometric parameters of the wall 5 of the supersonic part 1 (figures 1 and 2). The wall 5 has an edge 6 located in the outlet section 3 of the nozzle. The nozzle insert 7 has two mounting positions. In the first position, the insert 7 adjoins the front edge 8 to the wall 5 near the critical section 2 (figure 1). The second position of the insert 7 corresponds to the condition that its effect on the flow near the nozzle wall 5 disappears (FIG. 2). In this case, the insert 7 is located beyond the surface 9, limiting the disturbance to the edge 6 of the wall 5.

На фиг.1 показано продольное сечение сверхзвуковой части 1 сопла со вставкой 7, установленной в первое положение, соответствующее условиям полета в плотных слоях атмосферы. При полете в разреженной атмосфере вставка 7 переставляется во второе положение, которое отвечает условию отсутствия аэродинамической интерференции с кромкой 6 и, следовательно, устраняет влияние вставки 7 на течение около стенки 5 (фиг.2). Поверхность 9, ограничивающая область аэродинамической интерференции кромки 6 имеет осесимметричную форму с вершиной, лежащей на оси 4. Касательная 10 к образующей поверхности 9, проходящая через кромку 6 выходногоFigure 1 shows a longitudinal section of the supersonic part 1 of the nozzle with the insert 7 installed in the first position corresponding to the flight conditions in the dense layers of the atmosphere. When flying in a rarefied atmosphere, the insert 7 is rearranged in the second position, which meets the condition for the absence of aerodynamic interference with the edge 6 and, therefore, eliminates the influence of the insert 7 on the flow near the wall 5 (figure 2). The surface 9 bounding the area of aerodynamic interference of the edge 6 has an axisymmetric shape with a vertex lying on the axis 4. Tangent 10 to the generatrix surface 9 passing through the edge 6 of the output

сечения 3, направлена под углом

касательной 11 к образующей стенки 5 в выходном сечении 3. Здесь М - местное число Маха вблизи стенки 5 в выходном сечении 3 сопла. Для получения наибольшего прироста тяги передняя кромка 8 вставки 7 примыкает к поверхности 9.section 3, directed at an angle

tangent 11 to the generatrix of the wall 5 in the outlet section 3. Here M is the local Mach number near the wall 5 in the outlet section 3 of the nozzle. To obtain the greatest increase in traction, the leading edge 8 of the insert 7 is adjacent to the surface 9.

Работа сопла происходит следующим образом. При полете в плотных слоях атмосферы расширение струи, вытекающей через критическое сечение 2, происходит по вставке 7, занимающей первое положение. Вставка 7 имеет длину, диаметр выходного сечения и степень расширения, меньшие по сравнению с соответствующими геометрическими параметрами стенки 5, и обеспечивает благоприятные условия работы сопла при высоких значениях давления в окружающей среде. На расчетной высоте полета вставка 7 переставляется во второе положение. Расширение вытекающей через критическое сечение 2 струи происходит по стенке 5, на которой реализуется направленная по оси симметрии 4 реактивная тяга. Увеличение степени расширения создает благоприятные условия работы сопла при низких значениях давления в окружающей среде. Вставка 7 находится вне области аэродинамической интерференции с кромкой 6 стенки 5 и, в свою очередь, дает увеличение тяги на режиме недорасширения в результате отклонения струи в области выходного сечения.The nozzle is as follows. When flying in dense layers of the atmosphere, the expansion of the jet flowing through the critical section 2 occurs through insert 7, which occupies the first position. The insert 7 has a length, diameter of the outlet section and the degree of expansion that are smaller compared with the corresponding geometric parameters of the wall 5, and provides favorable conditions for the operation of the nozzle at high pressures in the environment. At the estimated flight altitude, insert 7 is rearranged to the second position. The jet flowing out through the critical section 2 occurs along the wall 5, on which the reactive thrust directed along the axis of symmetry 4 is realized. An increase in the degree of expansion creates favorable working conditions for the nozzle at low pressure values in the environment. The insert 7 is located outside the aerodynamic interference region with the edge 6 of the wall 5 and, in turn, gives an increase in thrust in the mode of under-expansion as a result of deflection of the jet in the region of the outlet section.

Работоспособность такого сопла подтверждается расчетными исследованиями. Течение в сверхзвуковой части 1 сопла исследовано в рамках системы уравнений Эйлера. Выполнено интегрирование сил давления по поверхности стенки 5 и вставки 7. Рассмотрен случай, когда вставка 7 имеет срединную поверхность, совпадающую с поверхностью усеченного конуса, и параболический профиль с относительной толщиной 0.5%. Получены оценки прироста тяги для степени расширения стенки 5 составляющей d₂/d₁=4.3 и 7.0 (здесь степень расширения определяется как отношение диаметра d₂ в выходном сечении 3 сопла к диаметру d₁ в критическом сечении 2 сопла). Исследованы сопла, имеющие стенку 5 сверхзвуковой части с конической образующей и с оптимизированной образующей, спрофилированной на получение максимальной тяги (см. Таковицкий С.А. Оптимальные сверхзвуковые сопла, имеющие степенную образующую // Известия РАН. МЖГ. №1. 2009).The performance of such a nozzle is confirmed by computational studies. The flow in the supersonic part 1 of the nozzle was studied in the framework of the Euler system of equations. The integration of pressure forces over the surface of the wall 5 and the insert 7. The case where the insert 7 has a median surface coinciding with the surface of the truncated cone and a parabolic profile with a relative thickness of 0.5% is considered. Estimates were obtained of the thrust growth for the degree of expansion of the wall 5 of the component d ₂ / d ₁ = 4.3 and 7.0 (here the degree of expansion is defined as the ratio of the diameter d ₂ in the outlet section 3 of the nozzle to the diameter d ₁ in the critical section 2 of the nozzle). We studied nozzles having a wall 5 of a supersonic part with a conical generatrix and with an optimized generatrix profiled to obtain maximum thrust (see Takovitsky SA Optimal supersonic nozzles with a power generatrix // Izvestiya RAS. MZHG. No. 1. 2009).

На фиг.3 для сопла со вставкой 7, установленной во второе положение, представлено продольное сечение поля течения в сопле в виде линий равных значений числа Маха. Изомахи даны с шагом 0.5, ближайшая к критическому сечению линия соответствует числу Маха М=1.5. Течение в сопле имеет сложную структуру. В центральной части потока располагается протяженная область пониженного давления, ограниченная фронтом висячего скачка уплотнения. Область влияния вставки 7 ограничена поверхностями скачков уплотнения 12 (с внутренней стороны вставки 7) и волн разрежения 13 (с внешней стороны вставки 7). Волны разрежения 13, образующиеся при обтекании вставки 7, не попадают на стенку 5, что свидетельствует об отсутствии аэродинамической интерференции. В результате увеличения давления на внутренней поверхности и уменьшения давления на внешней поверхности вставки 7 создается дополнительная тяга.Figure 3 for a nozzle with an insert 7 installed in the second position, presents a longitudinal section of the flow field in the nozzle in the form of lines of equal values of the Mach number. Isomains are given in increments of 0.5; the line closest to the critical section corresponds to the Mach number M = 1.5. The flow in the nozzle has a complex structure. In the central part of the flow there is an extended region of reduced pressure, limited by the front of the hanging shock wave. The influence area of the insert 7 is limited by the surfaces of the shock waves of the seal 12 (from the inside of the insert 7) and rarefaction waves 13 (from the outside of the insert 7). The rarefaction waves 13 generated during the flow around the insert 7 do not fall on the wall 5, which indicates the absence of aerodynamic interference. As a result of an increase in pressure on the inner surface and a decrease in pressure on the outer surface of the insert 7, additional thrust is created.

Реактивная тяга сопла включает две составляющие. Постоянная составляющая I реактивной тяги связана с импульсом потока в критическом сечении 2. Вторая составляющая реактивной тяги - аэродинамическая сила F, действующая на поверхность стенки 5 расширяющейся части сопла и на вставку 7. Для оценки эффективности сопла по тяговым характеристикам принят безразмерный параметр F₁=F/I, определяемый как отношение двух составляющих реактивной тяги. На фиг.4 дано сопоставление тяговых характеристик идеальных сопл, сопл без вставок и сопл со вставками. По оси абсцисс отложена величина d₁/d₂, обратная степени расширения сопла (см. выше). Сопла с конической образующей уступают соплам с криволинейной образующей по реактивной тяге. В свою очередь, оптимизированные сопла не обеспечивают получение максимально возможной идеальной тяги вследствие ограничений на внешние габариты. Для достижения идеальной тяги сопла требуется примерно двукратное увеличение длины. Применение вставки 7 позволяет увеличить тягу. Наибольший относительный прирост по параметру F₁ достигается у сопл с конической стенкой 5 - около 3%.Jet thrust nozzle includes two components. The constant component I of the jet thrust is associated with the flow momentum in the critical section 2. The second component of the jet thrust is the aerodynamic force F acting on the surface of the wall 5 of the expanding part of the nozzle and on the insert 7. To evaluate the efficiency of the nozzle by the traction characteristics, the dimensionless parameter F ₁ = F / I, defined as the ratio of two components of jet thrust. Figure 4 gives a comparison of the traction characteristics of ideal nozzles, nozzles without inserts and nozzles with inserts. The abscissa shows the value of d ₁ / d ₂ , the inverse of the degree of expansion of the nozzle (see above). Nozzles with a conical generatrix are inferior to nozzles with a curved generatrix in jet propulsion. In turn, optimized nozzles do not provide the highest possible ideal thrust due to restrictions on external dimensions. To achieve ideal nozzle thrust, an approximately twofold increase in length is required. The use of insert 7 allows you to increase traction. The greatest relative increase in parameter F _{1 is} achieved for nozzles with a conical wall 5 - about 3%.

Таким образом, технический результат увеличения тяги достигается благодаря наличию отличительных признаков предлагаемого технического решения, заключающихся в использовании сопловой вставки, которая выполнена неудаляемой и имеющей два установочных положения. В первом положении, на режиме полета в плотных слоях атмосферы, вставка обеспечивает расширение струи. При полете в разреженной атмосфере вставка занимает положение, при котором отсутствует ее влияние на обтекание стенки сопла и создается дополнительная тяга за счет отклонения струи.Thus, the technical result of increasing thrust is achieved due to the presence of distinctive features of the proposed technical solution, which consists in using a nozzle insert, which is made unremovable and having two installation positions. In the first position, in flight mode in dense layers of the atmosphere, the insert provides expansion of the jet. When flying in a rarefied atmosphere, the insert occupies a position in which there is no effect on the flow around the nozzle wall and additional thrust is created due to jet deflection.

Предложенное техническое решение может найти применение при создании двухрежимного сопла ракетного двигателя с улучшенными тяговыми характеристиками.The proposed technical solution can be used to create a dual-mode nozzle of a rocket engine with improved traction characteristics.

Claims

An axisymmetric nozzle of a rocket engine containing the wall of the supersonic part of the nozzle bounded by planes, one of which passes through the critical section of a round shape, and the other through the edge of the exit section of the nozzle, and a nozzle insert in the form of an axisymmetric shaped shell, the length, output diameter and degree of expansion of which less than the corresponding geometric parameters of the wall of the supersonic part of the nozzle, characterized in that the nozzle insert is made with the possibility of its permutation along the axis of the nozzle from A flight intended for flight in dense atmospheric layers, in which the front edge of the insert is adjacent to the wall of the supersonic part of the nozzle near the critical section, to a position intended for flight in a rarefied atmosphere in which the insert is located outside the aerodynamic interference region with the edge of the nozzle exit section so that its leading edge is adjacent to the surface, which limits the disturbances reaching the wall, and which is tangent to the generatrix of it, passing through the edge of the nozzle exit section, e.g. the detection angle

tangent to the generatrix of the wall in the outlet section, where M is the local Mach number near the wall in the outlet section of the nozzle.