RU2686367C1 - Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором внутри сопла - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором внутри сопла Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686367C1 RU2686367C1 RU2018129121A RU2018129121A RU2686367C1 RU 2686367 C1 RU2686367 C1 RU 2686367C1 RU 2018129121 A RU2018129121 A RU 2018129121A RU 2018129121 A RU2018129121 A RU 2018129121A RU 2686367 C1 RU2686367 C1 RU 2686367C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- deflector
- cooled
- carbon
- uncooled
- Prior art date
Links
- 239000003380 propellant Substances 0.000 title claims abstract description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 9
- CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N carbon carbon Chemical compound C.C CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 8
- 239000011203 carbon fibre reinforced carbon Substances 0.000 claims abstract description 8
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 7
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 claims abstract description 7
- 239000010439 graphite Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 2
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 2
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000003245 coal Substances 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000007654 immersion Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
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
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
- F02K9/90—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using deflectors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Изобретение относится к управлению вектором тяги ракетных двигателей. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий магистраль горючего, камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, соединенные между собой с помощью разъемного соединения, рулевые агрегаты и раму, на охлаждаемой части и неохлаждаемом насадке бурты округлой формы, имеющие эквидистантные поверхности с графитовым покрытием, между которыми установлены четыре дефлектора округлой формы из углерод-углеродного композиционного материала, внутренние и наружные поверхности которых идентичны по форме поверхностям буртов, с осью вращения, расположенной перпендикулярно к оси охлаждаемой части сопла, и с торцевой поверхностью дефлектора, являющейся продолжением профилированной поверхности сопла при их нахождении в исходном положении, согласно изобретению в районе стыка охлаждаемой сверхзвуковой части сопла с частями дефлектора на охлаждаемой части выполнено четыре коллектора, полость которых с помощью ряда отверстий, направленных на части дефлектора, соединена с газовой полостью камеры, а входные патрубки коллекторов соединены с двигательной магистралью горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности конструкции дефлектора и увеличение его срока работы. 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых для управления вектором тяги в полете используются различные органы управления, расположенные у среза сопла или внутри его.
Известно, что на заре развития жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в немецкой ракете ФАУ-2 для управления вектором тяги использовались газовые рули, выполненные из графита и расположенные на срезе сопла. При повороте этих рулей вокруг оси с увеличением площади натекания создается боковое усилие. Развитие ракетной техники потребовало создание более надежных и эффективных органов управления вектором тяги.
Известны газовые рули по патенту США №3251555 и по книге "Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе" под общей редакцией Л.Н. Лаврова. -М.: Машиностроение, 1993, стр. 145, которые расположены в полости истекающей струи.
Недостатком является условие работы этих газовых рулей:
- тепловые и эрозионные воздействия высокотемпературного газового потока в течение всего времени работы двигателя;
- наличие механических нагрузок от сверхзвукового потока в течение всего времени работы двигателя.
Известен газовый руль ракетного двигателя, содержащий перо, тарель с цилиндрическим выступом, вал, хвостовик которого с помощью кольцевой выточки через посредство разжимного кольца насажен на выступ тарели. В этой конструкции тарель и перо выполнены из разных деталей (патент России №2251013 F02K 9/80, 2003).
Недостатком данной конструкции является:
- низкая надежность органов управления, так как они все время находятся в высокотемпературном газовом потоке, что приводит к их эрозии и быстрому выгоранию;
- нахождение газовых рулей все время в потоке сопровождается наличием их лобового сопротивления, что снижает удельные энергетические характеристики;
- невозможность получения большой величины бокового управляющего усилия из-за небольшой рабочей поверхности органов управления;
- значительные усилия на рулевых органах;
- необходимость иметь на срезе сопла четыре газовых руля и четыре привода для их поворота в струю газа.
Известен жидкостный ракетный двигатель с дефлектором на срезе сопла, содержащий камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), рулевые агрегаты, раму и дефлектор из УУКМ, состоящий из двух частей соединенных между собой при помощи фланцевого соединения с уплотнением из терморасширенного графита.
Внутренняя поверхность дефлектора имеет сферическую форму эквидистантную сферической поверхности неохлаждаемого насадка, а на наружной поверхности выполнены проушены для закрепления к рулевым агрегатам (патент России №2579294 F02K 9/80, 2015).
Известен ЖРД (принятый за прототип), содержащий камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, соединенных между собой с помощью разъемного соединения, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению на охлаждаемой части сопла и неохлаждаемом насадке выполнены бурты округлой формы имеющие эквидистантные поверхности с графитовым покрытием, между которыми установлены в двух взаимно перпендикулярно-расположенных плоскостях четыре дефлектора округлой формы из углерод-углеродного композиционного материала, внутренние и наружные поверхности которых идентичны по форме поверхностям буртов, с осью вращения, расположенной на оси охлаждаемой части сопла, и с торцевой поверхностью дефлектора, являющейся продолжением профилированной поверхности сопла при их нахождении в исходном положении (патент России №2657400).
Недостатком данной конструкции является:
- низкая надежность дефлектора. При погружении дефлектора в поток существенно изменяются условия работы. Повышается температура на поверхности руля, кроме того усиливается обтекание газового потока возле его рабочей поверхности. Все это приводит к значительному уносу материала с поверхности дефлектора;
- наличие уноса материала с поверхности дефлектора приводит к сокращению срока работы дефлектора.
Предлагаемое изобретение устраняет указанные недостатки прототипа и решает техническую задачу повышения надежности конструкции дефлектора и увеличению срока работы дефлектора.
Поставленная техническая задача решается тем, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий магистраль горючего, камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, соединенных между собой с помощью разъемного соединения, рулевые агрегаты и раму, на охлаждаемой части и неохлаждаемом насадке бурты округлой формы имеющие эквидистантные поверхности с графитовым покрытием, между которыми установлены четыре дефлектора округлой формы из углерод-углеродного композиционного материала, внутренние и наружные поверхности которых идентичны по форме поверхностям буртов, с осью вращения, расположенной перпендикулярно к оси охлаждаемой части сопла, и с торцевой поверхностью дефлектора, являющейся продолжением профилированной поверхности сопла при их нахождении в исходном положении, согласно изложению, в районе стыка охлаждаемой сверхзвуковой части сопла с частями дефлектора на охлаждаемой части выполнено четыре коллектора, полость которых с помощью ряда отверстий, направленных на части дефлектора, соединена с газовой полостью камеры, а входные патрубки коллекторов соединены с двигательной магистралью горючего.
Такое исполнение ЖРД позволяет реализовать следующие процессы:
- когда не требуется боковое управляющее усилие сектора дефлектора находятся в исходном положении и обтекается газом только торцевая поверхность, находящаяся заподлицо с частью поверхности сопла. Горючее в коллектора расположенные в районе стыка охлаждаемой части сопла с частями дефлектора не поступает.
- При погружении части дефлектора в сверхзвуковой газовый поток в коллектор примыкающий к этой части дефлектора начинает поступать горючее, которое через ряд отверстий, направленных на дефлектор, натекает на дефлектор, организуя завесное охлаждение, которое защищает рабочую поверхность от высокотемпературного газового потока. По мере погружения части дефлектора в поток происходит увеличение расхода горючего натекающего на рабочую часть дефлектора.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1 и 2.
ЖРД с дефлектором внутри сопла (фиг. 1) содержит камеру сгорания с охлаждаемой частью сопла 1, округлый бурт на сопле 2, округлый бурт 3 на насадке 4, дефлектор 5 расположенный между эквидистантными поверхностями с графитовым покрытием данных поверхностей, коллектор 6 расположенный на охлаждаемой части сопла 1 с входным патрубком 7 и отверстиями, направленными на дефлектор, 8, кронштейн 9, рулевые агрегаты 10, раму двигателя 11.
На фиг. 2 показано расположение четырех дефлекторов 5 в двух взаимно перпендикулярно расположенных плоскостях, причем один дефлектор (верхний) показан в рабочем положении, а остальные в исходном положении. Напротив дефлекторов расположены отверстия 8, соединенные с полостью коллекторов 6, направленные на дефлектор.
ЖРД с дефлектором внутри сопла работает следующим образом.
При необходимости получения бокового управляющего усилия в какой-либо плоскости по команде от системы управления ракеты-носителя подается сигнал на соответствующий рулевой агрегат 10, который через кронштейн 9 поворачивает дефлектор 5 вокруг оси расположенной на охлаждаемой части сопла камеры 1. Дефлектор 5 погружается в струю газа, истекающую из сопла камеры 1, создавая в этой плоскости боковое управляющее усилие.
В соответствии с циклограммой работы двигателя одновременно с погружением соответствующего дефлектора в газовый поток из двигательной системы горючего через входной патрубок 7 и соответствующий коллектор 6 и отверстия 8, направленные на дефлектор, горючее натекает на рабочую поверхность дефлектора 5. В результате погружения дефлектора 5 в газовую струю на поверхности дефлектора повышается статическое давление, которое участвует в создании бокового управляющего усилия. Горючее вытекающее из отверстия 8 натекает на рабочую поверхность дефлектора 5 в результате чего образуется завесное охлаждение дефлектора, что существенно снижает температуру на дефлекторе.
После завершения работы управляющего усилия дефлектор возвращается в исходное положение и прекращается подача горючего на поверхность дефлектора. При необходимости получения управляющего усилия в другой плоскости вступает в работу соответствующий дефлектор 5 и коллектор 6 с подачей горючего на его поверхность.
Таким образом, использование коллектора с отверстиями расположенными напротив дефлектора позволяет существенно снизить температурный режим работы дефлектора, что существенно уменьшит унос материала с рабочей поверхности дефлектора, повышает его надежность и увеличивает срок эксплуатации.
Claims (1)
- Жидкостный ракетный двигатель, содержащий магистраль горючего, камеру сгорания с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, соединенные между собой с помощью разъемного соединения, рулевые агрегаты и раму, на охлаждаемой части и неохлаждаемом насадке бурты округлой формы, имеющие эквидистантные поверхности с графитовым покрытием, между которыми установлены четыре дефлектора округлой формы из углерод-углеродного композиционного материала, внутренние и наружные поверхности которых идентичны по форме поверхностям буртов, с осью вращения, расположенной перпендикулярно к оси охлаждаемой части сопла, и с торцевой поверхностью дефлектора, являющейся продолжением профилированной поверхности сопла при их нахождении в исходном положении, отличающийся тем, что в районе стыка охлаждаемой сверхзвуковой части сопла с частями дефлектора на охлаждаемой части выполнено четыре коллектора, полость которых с помощью ряда отверстий, направленных на части дефлектора, соединена с газовой полостью камеры, а входные патрубки коллекторов соединены с двигательной магистралью горючего.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018129121A RU2686367C1 (ru) | 2018-08-08 | 2018-08-08 | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором внутри сопла |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018129121A RU2686367C1 (ru) | 2018-08-08 | 2018-08-08 | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором внутри сопла |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2686367C1 true RU2686367C1 (ru) | 2019-04-25 |
Family
ID=66314604
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018129121A RU2686367C1 (ru) | 2018-08-08 | 2018-08-08 | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором внутри сопла |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2686367C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2752300C1 (ru) * | 2020-11-30 | 2021-07-26 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Стартовый блок ракеты |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3069852A (en) * | 1959-10-27 | 1962-12-25 | Goodyear Aircraft Corp | Thrust vectoring apparatus |
| US3102390A (en) * | 1960-03-09 | 1963-09-03 | Fredrick R Barnet | Jetevator system design |
| RU2579294C1 (ru) * | 2015-06-16 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором на срезе сопла |
| RU2640903C1 (ru) * | 2016-11-07 | 2018-01-12 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера жрд с регулируемым соплом |
| US9919792B2 (en) * | 2014-07-02 | 2018-03-20 | The Aerospace Corporation | Vehicle attitude control using jet paddles and/or movable mass |
| RU2657400C1 (ru) * | 2017-07-10 | 2018-06-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель с насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) |
-
2018
- 2018-08-08 RU RU2018129121A patent/RU2686367C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3069852A (en) * | 1959-10-27 | 1962-12-25 | Goodyear Aircraft Corp | Thrust vectoring apparatus |
| US3102390A (en) * | 1960-03-09 | 1963-09-03 | Fredrick R Barnet | Jetevator system design |
| US9919792B2 (en) * | 2014-07-02 | 2018-03-20 | The Aerospace Corporation | Vehicle attitude control using jet paddles and/or movable mass |
| RU2579294C1 (ru) * | 2015-06-16 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором на срезе сопла |
| RU2640903C1 (ru) * | 2016-11-07 | 2018-01-12 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера жрд с регулируемым соплом |
| RU2657400C1 (ru) * | 2017-07-10 | 2018-06-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель с насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2752300C1 (ru) * | 2020-11-30 | 2021-07-26 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Стартовый блок ракеты |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US2540594A (en) | Ram jet engine having variable area inlets | |
| EP2784267B1 (en) | A gas turbine engine cooling arrangement | |
| JP4875854B2 (ja) | 分割シュラウド型排気ノズル | |
| RU2462608C2 (ru) | Гондола реактивного двигателя летательного аппарата и летательный аппарат, содержащий такую гондолу | |
| JP6200994B2 (ja) | 熱結合した燃料マニホールド | |
| US3262264A (en) | Jet propulsion power plant | |
| US5680755A (en) | Convertible ejector selectively cooled thrust vectoring exhaust nozzle | |
| US4023355A (en) | Combination diffuser, thermal barrier, and interchamber valve for rockets | |
| JP2016520176A (ja) | デュアルモードプラグノズル | |
| US3237864A (en) | Low drag variable plug jet exhaust nozzle | |
| GB2243878A (en) | Thrust nozzle for a hypersonic engine | |
| US3270505A (en) | Control system for rocket vehicles | |
| RU2686367C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором внутри сопла | |
| RU2579294C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором на срезе сопла | |
| US3243126A (en) | Variable area exhaust nozzle | |
| US2753684A (en) | Thrust reversal and variable orifice for jet engines | |
| US10316796B2 (en) | Combustion gas discharge nozzle for a rocket engine provided with a sealing device between a stationary part and a moving part of the nozzle | |
| US3390837A (en) | Convergent-divergent plug nozzle having a plurality of freely-floating tandem flaps | |
| CN113090411B (zh) | 一种带扰流肋-气膜冷却结构的三涵道s弯喷管 | |
| US3147590A (en) | Reaction motor with nozzle vector control having ablative port means and cooled valve means | |
| RU2392477C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
| US11174816B2 (en) | Bypass duct conformal heat exchanger array | |
| RU2422664C2 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2657400C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) | |
| US2914914A (en) | Three dimensional variable exhaust nozzle |