RU2739852C1 - Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы - Google Patents
Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2739852C1 RU2739852C1 RU2020119815A RU2020119815A RU2739852C1 RU 2739852 C1 RU2739852 C1 RU 2739852C1 RU 2020119815 A RU2020119815 A RU 2020119815A RU 2020119815 A RU2020119815 A RU 2020119815A RU 2739852 C1 RU2739852 C1 RU 2739852C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- skirt
- stage
- rocket
- nozzles
- expansion
- 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
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и различной компоновке их в составе первой ступени ракетоносителя. Cтупень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы, содержащая жидкостные ракетные двигатели с соплами предварительного земного расширения, кольцевую обечайку, закрепленную с корпусом ступени, обтекатели и общую юбку, при этом юбка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала, закреплена с кольцевой обечайкой, в которой выполнены отверстия для подачи горючего на внутреннюю поверхность юбки, а на торцевой поверхности между соплами предварительного расширения, занимающими весь мидель ступени, и юбкой установлены обтекатели, образованные пересечением поверхностей сопел предварительного расширения и поверхности юбки. Изобретение обеспечивает повышение среднетраекторного удельного импульса ступени ракетоносителя, снижения массы и повышения надежности. 4 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и различной компоновке их в составе первой ступени ракетоносителя.
Для решения космических задач требуется создание высокоэффективных и надежных ЖРД. Получение высокой эффективности ЖРД может быть достигнуто за счет использования вместо первой и второй ступеней в ракетоносителе двухрежимного жидкостного двигателя, который имел бы характеристики у земли, подобные двигателю первой ступени, а на высоте - двигателю второй ступени.
К числу известных способов, позволяющих повысить эффективность работы ЖРД по траектории, относятся изложенные в патентах на изобретение РФ №2638420 от 05.07.2016 г. и №2682466 от 21.06.2018 г.
Недостатком описанных в них конструкций является сложность в охлаждении кольцевого критического сечения и существенного увеличения охлаждаемой поверхности (патент №2682466), что приводит к ухудшению массовых характеристик и понижению энергетических.
В конструкции жидкостного ракетного двигателя для первой ступени носителя, изложенной в патенте на изобретение №2626617 от 11.05.2016 г., вокруг центрального тела расположены сверхзвуковые сопла с обтекателями.
Недостаток данной конструкции состоит в том, что центральное тело занимает большую площадь поперечного сечения ступени, что не позволяет существенно увеличить тягу двигателя.
В книге «Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей» авторов А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев и др. на стр. 342 (рис. Х.22) приведены схемы расположения двигателей вокруг центрального тела, объединенные общим наружным и внутренним сверхзвуковым контуром.
На рис. Х.23 приведена схема многокамерного двигателя большой тяги на основе отдельных двигателей, объединенных соплом внутреннего расширения - принятая за прототип.
Недостатком вышеописанных конструкций и прототипа является:
- наличие газодинамических потерь из-за взаимного пересечения сверхзвуковых струй в сопле внутреннего расширения;
- неиспользование полностью миделя ступени при расположении отдельных двигателей по кольцу вокруг центрального тела;
- увеличение массы ступени при выполнении сопла внутреннего расширения с регенеративным охлаждением.
Перечисленные недостатки устраняются предлагаемым изобретением, которое решает техническую задачу повышения среднетраекторного удельного импульса ступени ракетоносителя, снижения массы и повышения надежности.
Поставленная задача решается тем, что ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы, содержащая жидкостные ракетные двигатели с соплами предварительного (земного) расширения, кольцевую обечайку, закрепленную с корпусом ступени, обтекатели и общую юбку, согласно изложению, юбка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала, закреплена с кольцевой обечайкой, в которой выполнены отверстия для подачи горючего на внутреннюю поверхность юбки, а на торцевой поверхности между соплами предварительного расширения, занимающими весь мидель ступени, и юбкой установлены обтекатели, образованные пересечением поверхностей сопел предварительного расширения и поверхности юбки.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1-4.
Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы (фиг. 1), включает в себя:
- жидкостные ракетные двигатели 1 с соплами предварительного расширения 2, установленные в корпусе ракетоносителя 3;
- юбку 4, закрепленную с обечайкой 6;
- обтекатели 5, выполненные из углерод-углеродного композиционного материала, установленные на торцевой поверхности между соплами предварительного расширения 2.
На фиг. 2 показан вид А со стороны юбки, где:
2 - сопла предварительного расширения;
3 - корпус;
4 - юбка, выполненная из углерод-углеродного композиционного материала;
5 - обтекатели из углерод-углеродного материала, образованные пересечением поверхностей сопел предварительного расширения 2 и поверхности юбки 4;
7 - отверстия для подачи горючего.
На фиг. 3 показан элемент I крепления юбки 4 с обечайкой 6, в которой выполнены отверстия 7 для защиты внутренней поверхности юбки 4 от продуктов сгорания, вытекающих из сопел предварительного расширения 2.
На фиг. 4 показан фрагмент крепления обтекателя 5 с корпусом 3 и расположение отверстий 7 между юбкой 4 и обтекателем 5.
Ступень ракетоносителя работает следующим образом.
По соответствующим командам подаются компоненты топлива в жидкостные двигатели 1 и подача горючего из обечайки 6 и отверстия 7 на внутреннюю поверхность юбки 4. После воспламенения продукты сгорания компонентов топлива из сопел предварительного расширения 2 поступают в юбку 4, обтекая поверхности обтекателей 5. Благодаря обтекателям 5, газовые струи из сопел предварительного расширения 2 создают на поверхности обтекателей 5 дополнительное давление (вместо пониженного донного давления на поверхности между соплами предварительного расширения). При выходе из плотных слоев атмосферы часть ракетных двигателей отключается, и в разряженных слоях атмосферы работают не отключенные двигатели, выполняя функцию второй ступени.
Предложенное техническое решение уменьшает линейный размер ракетоносителя (одна ступень вместо двух), увеличивает тягу, снижает массу и повышает эффективность его полета по всей траектории полета.
Claims (1)
- Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы, содержащая жидкостные ракетные двигатели с соплами предварительного земного расширения, кольцевую обечайку, закрепленную с корпусом ступени, обтекатели и общую юбку, отличающаяся тем, что юбка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала, закреплена с кольцевой обечайкой, в которой выполнены отверстия для подачи горючего на внутреннюю поверхность юбки, а на торцевой поверхности между соплами предварительного расширения, занимающими весь мидель ступени, и юбкой установлены обтекатели, образованные пересечением поверхностей сопел предварительного расширения и поверхности юбки.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020119815A RU2739852C1 (ru) | 2020-06-16 | 2020-06-16 | Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020119815A RU2739852C1 (ru) | 2020-06-16 | 2020-06-16 | Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2739852C1 true RU2739852C1 (ru) | 2020-12-29 |
Family
ID=74106605
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020119815A RU2739852C1 (ru) | 2020-06-16 | 2020-06-16 | Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2739852C1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3292865A (en) * | 1963-10-17 | 1966-12-20 | Gen Motors Corp | Thrust vector control with clustered nozzles |
| EP0622539A1 (en) * | 1993-04-28 | 1994-11-02 | United Technologies Corporation | Nozzle for a rocket engine |
| RU2140005C1 (ru) * | 1998-07-28 | 1999-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Сопло многокамерного жидкостного ракетного двигателя |
| RU2273761C2 (ru) * | 2003-11-05 | 2006-04-10 | ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Сопловой блок ракетного двигателя |
-
2020
- 2020-06-16 RU RU2020119815A patent/RU2739852C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3292865A (en) * | 1963-10-17 | 1966-12-20 | Gen Motors Corp | Thrust vector control with clustered nozzles |
| EP0622539A1 (en) * | 1993-04-28 | 1994-11-02 | United Technologies Corporation | Nozzle for a rocket engine |
| RU2140005C1 (ru) * | 1998-07-28 | 1999-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Сопло многокамерного жидкостного ракетного двигателя |
| RU2273761C2 (ru) * | 2003-11-05 | 2006-04-10 | ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Сопловой блок ракетного двигателя |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Васильев А.П., Кудрявцев В.М. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей, М., Высшая школа, с.342, рис. Х.22. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2265132C2 (ru) | Реактивная двигательная установка | |
| US6786040B2 (en) | Ejector based engines | |
| US9816463B2 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
| US10690089B2 (en) | TRREN exhaust nozzle-M-spike turbo ram rocket | |
| US5946904A (en) | Ejector ramjet engine | |
| US9249758B2 (en) | Propulsion assembly and method | |
| US6668542B2 (en) | Pulse detonation bypass engine propulsion pod | |
| US6293091B1 (en) | Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet | |
| JP2007192221A (ja) | ロケットエンジン用のアコースティックキャビティマニフォルド、ロケットエンジン及びロケットエンジンの比推力効率を向上させる方法 | |
| US6516605B1 (en) | Pulse detonation aerospike engine | |
| US3279187A (en) | Rocket-ramjet propulsion engine | |
| US3132476A (en) | Thrust vector control apparatus | |
| US3049876A (en) | Annular rocket motor and nozzle configuration | |
| US3092963A (en) | Vector control system | |
| US3166898A (en) | Liquid injection system | |
| US20050016157A1 (en) | Combined engine for single-stage spacecraft | |
| US3514957A (en) | High speed propulsion engine | |
| RU2739852C1 (ru) | Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы | |
| US3286469A (en) | Rocket nozzle cooling and thrust recovery device | |
| RU2602656C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя, способ ее работы и газотурбинный двигатель | |
| US3407603A (en) | Reaction propulsion engines | |
| RU2603305C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя | |
| US3430445A (en) | Combined rocket-ramjet aircraft | |
| CN113153580B (zh) | 一种固体火箭发动机的组合式喷管 | |
| US3487643A (en) | Composite ramjet/rocket propulsion unit |