RU2626617C1

RU2626617C1 - Жидкостный ракетный двигатель для первой ступени ракетоносителя

Info

Publication number: RU2626617C1
Application number: RU2016118311A
Authority: RU
Inventors: Павел Викторович Кафарена; Сергей Петрович Хрисанфов
Original assignee: Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date: 2016-05-11
Filing date: 2016-05-11
Publication date: 2017-07-31

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

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.