RU2626617C1 - Жидкостный ракетный двигатель для первой ступени ракетоносителя - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель для первой ступени ракетоносителя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2626617C1 RU2626617C1 RU2016118311A RU2016118311A RU2626617C1 RU 2626617 C1 RU2626617 C1 RU 2626617C1 RU 2016118311 A RU2016118311 A RU 2016118311A RU 2016118311 A RU2016118311 A RU 2016118311A RU 2626617 C1 RU2626617 C1 RU 2626617C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- profiled
- central body
- fairings
- individual combustion
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых используется центральное тело с расположенными вокруг него индивидуальными камерами сгорания. Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) состоит из рамы, центрального тела с профилированной поверхностью, расположенной коаксиально продольной оси двигателя, и нескольких индивидуальных камер сгорания с профилированными сверхзвуковыми соплами, расположенными вокруг центрального тела, и закрепленных на двигательной раме. Согласно изобретению между индивидуальными камерами сгорания в районе сверхзвуковых сопел установлены выполненные из углерод-углеродного композиционного материала и прикрепленные к двигательной раме обтекатели, боковые поверхности которых являются продолжением профилированных поверхностей сверхзвуковых сопел индивидуальных камер сгорания, при этом с наружной стороны обтекатели имеют цилиндрическую поверхность с радиусом, равным радиусу наружной поверхности двигателя, а с внутренней стороны ограничены профилированной поверхностью центрального тела. Изобретение обеспечивает увеличение тяги двигателя и повышение его эффективности за счет увеличения удельного импульса тяги. 3 ил.
Description
Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых используется центральное тело с расположенными вокруг него индивидуальными камерами сгорания.
Известно, что для повышения эффективности работы ракетного двигателя в земной атмосфере могут применяться двигатели с кольцевой камерой сгорания и центральным телом, изложенные в книге В.Е. Алемасов и др. «Теория ракетных двигателей», 1980 г. на стр. 185, «Укороченное кольцевое сопло».
Недостатком таких двигателей является расположение критического сечения вокруг центрального тела, из-за чего величина щели критического сечения очень мала и она не может быть выполнена с большой точностью, что приводит к большой неравномерности тяги вокруг оси двигателя. Кроме того, представляет большую проблему охлаждение щелевого критического сечения.
Наличие указанных недостатков ограничило возможность создания таких двигателей для первых ступеней ракеты-носителя.
Известен двигатель с центральным телом, выбранный за прототип, предназначенный для космической ракеты-носителя (патент России №2246024, F02K 9/80, 2005).
Двигатель включает центральное тело с функциональной боковой поверхностью приблизительно конической формы, расположенное коаксиально оси двигателя.
Вокруг функциональной боковой поверхности центрального тела расположены средства генерации газовых потоков под давлением, которые (потоки) ударяются о функциональную боковую поверхность центрального тела.
Недостатком данной конструкции является наличие больших застойных зон, расположенных между средствами генерации газовых потоков. Наличие застойных зон существенно снижает тягу двигателя, а также эффективность в виде удельного импульса тяги.
Предлагаемое изобретение устраняет указанные недостатки прототипа и решает техническую задачу по увеличению тяги двигателя и повышения его эффективности за счет увеличения удельного импульса тяги.
Поставленная техническая задача решается тем, что в ЖРД, состоящем из рамы, центрального тела с профилированной поверхностью, расположенной коаксиально продольной оси двигателя, и нескольких индивидуальных камер сгорания с профилированными сверхзвуковыми соплами, расположенными вокруг центрального тела, и закрепленных на двигательной раме, согласно изобретению между индивидуальными камерами сгорания в районе сверхзвуковых сопел установлены выполненные из углерод-углеродного композиционного материала и прикрепленные к двигательной раме обтекатели, боковые поверхности которых являются продолжением профилированных поверхностей сверхзвуковых сопел индивидуальных камер сгорания, при этом с наружной стороны обтекатели имеют цилиндрическую поверхность с радиусом, равным радиусу наружной поверхности двигателя, а с внутренней стороны ограничены профилированной поверхностью центрального тела.
Такое исполнение ЖРД позволяет реализовать следующие процессы. При истечении продуктов сгорания из сверхзвуковых сопел камер сгорания, расположенных по периферии центрального тела, они натекают:
- на профилированную поверхность центрального тела;
- на профилированные поверхности смежных обтекателей, выполненных из углерод-углеродного композиционного материала. Углерод-углеродный композиционный материала обладает высокими прочностными свойствами при температурах -2 000 K.
За счет натекания газа на профилированные поверхности обтекателей на них реализуется дополнительное давление от продуктов сгорания, что увеличивает тягу двигателя и его эффективность за счет повышения удельного импульса тяги.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3.
На фиг. 1 показан общий вид ЖРД, содержащий раму двигателя 1, центральное тело 2 с профилированной поверхностью 3, индивидуальные камеры сгорания 4 со сверхзвуковыми соплами 5, обтекатели 6.
На фиг. 2 показан вид двигателя со стороны среза сверхзвуковых сопел 5 с расположенными между ними обтекателями 6.
На фиг. 3 показано расположение обтекателей 6 с боковыми профилированными поверхностями 7.
ЖРД для первой ступени ракетоносителя работает следующим образом.
По команде «Запуск» в индивидуальных камерах сгорания 4 происходит поджиг компонентов топлива. Продукты сгорания через критические сечения индивидуальных камер сгорания 4 поступают в сверхзвуковые сопла 5. Вытекая из сверхзвуковых сопел 5 индивидуальных камер сгорания 4, продукты сгорания, расширяясь, натекают на профилированные поверхности 3 центрального тела 2 и обтекателей 6, расположенных между сверхзвуковыми соплами 5. При натекании продуктов сгорания на поверхности обтекателей 6 на них реализуется повышенное давление газа, что увеличивает тягу двигателя и его эффективность.
Таким образом, использование обтекателей из УУКМ, расположенных между сверхзвуковыми соплами индивидуальных камер сгорания, позволяет увеличить тягу двигателя и повысить удельный импульс тяги.
Claims (1)
- Жидкостный ракетный двигатель для первой ступени ракетоносителя, состоящий из рамы, центрального тела с профилированной поверхностью, расположенной коаксиально продольной оси двигателя, и нескольких индивидуальных камер сгорания с профилированными сверхзвуковыми соплами, расположенными вокруг центрального тела, и закрепленных на двигательной раме, отличающийся тем, что между индивидуальными камерами сгорания в районе сверхзвуковых сопел установлены выполненные из углерод-углеродного композиционного материала и прикрепленные к двигательной раме обтекатели, боковые поверхности которых являются продолжением профилированных поверхностей сверхзвуковых сопел индивидуальных камер сгорания, при этом с наружной стороны обтекатели имеют цилиндрическую поверхность с радиусом, равным радиусу наружной поверхности двигателя, а с внутренней стороны ограничены профилированной поверхностью центрального тела.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016118311A RU2626617C1 (ru) | 2016-05-11 | 2016-05-11 | Жидкостный ракетный двигатель для первой ступени ракетоносителя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016118311A RU2626617C1 (ru) | 2016-05-11 | 2016-05-11 | Жидкостный ракетный двигатель для первой ступени ракетоносителя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2626617C1 true RU2626617C1 (ru) | 2017-07-31 |
Family
ID=59632386
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016118311A RU2626617C1 (ru) | 2016-05-11 | 2016-05-11 | Жидкостный ракетный двигатель для первой ступени ракетоносителя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2626617C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU175398U1 (ru) * | 2017-04-24 | 2017-12-04 | Алексей Витальевич Солодовников | Камера жидкостного ракетного двигателя |
RU2793869C1 (ru) * | 2022-04-27 | 2023-04-07 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера жидкостного ракетного двигателя (жрд) с неохлаждаемым насадком |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3127740A (en) * | 1962-10-17 | 1964-04-07 | United Aircraft Corp | Clustered rocket nozzles |
RU2246024C1 (ru) * | 2002-05-21 | 2005-02-10 | Эадс Лонч Виклз | Двигатель с центральным телом, предназначенный для космической ракеты-носителя |
RU2373419C1 (ru) * | 2008-05-27 | 2009-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Маршевая многокамерная двигательная установка с сопловым насадком |
RU106666U1 (ru) * | 2011-02-28 | 2011-07-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) | Двигательная установка с плоским центральным телом |
RU119816U1 (ru) * | 2012-04-17 | 2012-08-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (МАИ) | Сопловой блок с круглым насадком |
-
2016
- 2016-05-11 RU RU2016118311A patent/RU2626617C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3127740A (en) * | 1962-10-17 | 1964-04-07 | United Aircraft Corp | Clustered rocket nozzles |
RU2246024C1 (ru) * | 2002-05-21 | 2005-02-10 | Эадс Лонч Виклз | Двигатель с центральным телом, предназначенный для космической ракеты-носителя |
RU2373419C1 (ru) * | 2008-05-27 | 2009-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Маршевая многокамерная двигательная установка с сопловым насадком |
RU106666U1 (ru) * | 2011-02-28 | 2011-07-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) | Двигательная установка с плоским центральным телом |
RU119816U1 (ru) * | 2012-04-17 | 2012-08-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (МАИ) | Сопловой блок с круглым насадком |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU175398U1 (ru) * | 2017-04-24 | 2017-12-04 | Алексей Витальевич Солодовников | Камера жидкостного ракетного двигателя |
RU2793869C1 (ru) * | 2022-04-27 | 2023-04-07 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера жидкостного ракетного двигателя (жрд) с неохлаждаемым насадком |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8499983B2 (en) | Tank having a piston pressurized by hot gas | |
SG194622A1 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
US2972225A (en) | Motor mechanism for missiles | |
RU2626617C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель для первой ступени ракетоносителя | |
US3998359A (en) | Transpiration cooling system having an expulsion bladder | |
US3303654A (en) | Combustion chamber for ram-jets or rocket power units employing a cooling film of liquid fuel | |
RU2579294C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором на срезе сопла | |
US3079752A (en) | Variable expansion ratio nozzle | |
RU2465482C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2525787C1 (ru) | Форсуночная головка камеры сгорания жрд | |
Naumann et al. | Double-pulse solid rocket technology at bayern-chemie/protac | |
RU167750U1 (ru) | Высотное сопло лаваля | |
RU2681733C1 (ru) | Камера жрд | |
US20210190012A1 (en) | Propulsion device for liquid propellant rocket engine | |
RU2640903C1 (ru) | Камера жрд с регулируемым соплом | |
RU2739852C1 (ru) | Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы | |
US2412134A (en) | Projectile | |
US3430445A (en) | Combined rocket-ramjet aircraft | |
RU2013156187A (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2682466C1 (ru) | Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме | |
RU2657400C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) | |
RU2621588C1 (ru) | Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
RU2727116C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
US20130047625A1 (en) | Enhanced pulse detonation engine system | |
RU2511961C1 (ru) | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180512 |