RU2744528C2 - Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления - Google Patents

Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
RU2744528C2
RU2744528C2 RU2019118418A RU2019118418A RU2744528C2 RU 2744528 C2 RU2744528 C2 RU 2744528C2 RU 2019118418 A RU2019118418 A RU 2019118418A RU 2019118418 A RU2019118418 A RU 2019118418A RU 2744528 C2 RU2744528 C2 RU 2744528C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shortened
central body
stage
propulsion system
primary
Prior art date
Application number
RU2019118418A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2019118418A (ru
RU2019118418A3 (ru
Inventor
Яков Петрович Гришко
Алексей Эмилевич Денисов
Петр Сергеевич Левочкин
Борис Викторович Лопатин
Николай Борисович Пономарев
Леонид Евгеньевич Стернин
Вячеслав Евгеньевич Ширшов
Василий Юрьевич Юрьев
Original Assignee
Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"
Акционерное общество "ЭКА"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко", Акционерное общество "ЭКА" filed Critical Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"
Priority to RU2019118418A priority Critical patent/RU2744528C2/ru
Publication of RU2019118418A publication Critical patent/RU2019118418A/ru
Publication of RU2019118418A3 publication Critical patent/RU2019118418A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2744528C2 publication Critical patent/RU2744528C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/36—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto having an ejector
    • 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
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Abstract

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к реактивным двигателям, в основном к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Изобретение позволяет увеличить тягу маршевой двигательной установки (ДУ) ракеты-носителя (РН), повысить удельный импульс тяги многокамерной ДУ с ЖРД первой и второй ступеней РН двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней. Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя включает создание внешнего эжектирующего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным круглым центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего эжектирующего потока газов в кольцевую камеру смешения во внутренней полости центрального тела. Подачу внутреннего эжектирующего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижнюю кромку первичных укороченных сопел двигательной установки совмещают с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела. Компоновка штыревого соплового блока для осуществления способа включает первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с укороченным центральным телом, которая вложена во внутреннюю полость укороченного центрального тела первой ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела. Нижняя кромка первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела на расстоянии от выходного сечения камеры смешения, составляющем размер, равный величине L укороченного до 30% от первичной полной длины спрофилированного центрального тела, где L ≥ 1,4 Dвых, а Dвых - диаметр выходного сечения камеры смешения в донной части укороченного центрального тела. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к реактивным двигателям, в основном к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при создании или модернизации маршевых многокамерных двигательных установок (ДУ) с центральным телом (ЦТ) для увеличения их тяги путем эжектирования обтекающего кормовую часть РН атмосферного воздуха через штыревой сопловой блок ЦТ и улучшения высотных характеристик ЖРД ракет-носителей (РН) (повышения удельного импульса тяги) [1-17, 22]. В том числе для увеличения суммарной тяги составного штыревого соплового блока ЦТ ДУ параллельно расположенных первой и второй ступеней РН, например собранных по конструктивно-компоновочной схеме типа «пакет», а также для уменьшения донного аэродинамического сопротивления РН на атмосферном участке полета.
Известны проекты реактивных двигателей с эжекторами, МПК F02K 1/36, например [1-5, 6-15], а также в авиационной технике в области реактивных двигателей известны способы и устройства индуцирования воздушного потока с помощью эжектирования струй жидкости или газа, МПК F02C 3/32, например [4, 5, 10-15].
Впервые в ракетной технике конструкторами ОКБ-1 под руководством С.П. Королева в 1963 году был предложен способ эжектирования набегающего потока атмосферного воздуха через специальные устройства и протоки в хвостовом отсеке РН для увеличения тяги многокамерной маршевой ДУ РН Н-1 при создании средств выведения космических аппаратов для лунной программы СССР [1].
Недостатки в выбранной ОКБ-1 конструкции маршевой ДУ РН Н-1 и газовода стартового устройства не позволили разработчикам к началу 1965 года реализовать предложенный способ с использованием конструктивно-компоновочной схемы ДУ и хвостового отсека первой ступени РН. Более того, при летных испытаниях РН проявился отрицательный эффект эжекции газа из донной области истекающими потоками газа ДУ первой ступени РН, а также колебательный режим изменения донного давления. Снижение донного давление при диаметре миделя РН 16 м приводило к потере общей тяги многокамерной ДУ, собранной из 30 ЖРД НК-15 [23]. Пульсации донного давления приводили к разрушению элементов конструкции ДУ РН. Положительный эффект от проточной эжекции атмосферного воздуха в донную область первой ступени РН Н-1 случайно проявился 21 февраля 1969 года при первом аварийном пуске РН. С третей по десятую секунды полета РН в результате кратковременного скачка напряжения системой контроля работы двигателя «КОРД» был выдан ложный сигнал на выключение двух исправных диаметрально противоположных камер ЖРД НК-15 (номера 12 и 24) из 24 двигателей, расположенных по окружности. Забор атмосферного воздуха в донную область произошел через два образовавшихся протока между соседними работающими камерами ЖРД НК-15. За счет увеличения донного давления и эффекта эжекции воздуха уменьшилось донное аэродинамическое сопротивление первой ступени РН, соответственно увеличилась эффективная (т.е. с учетом донного давления) суммарная тяга многокамерной ДУ на атмосферном участке полета до 68,7 секунды, после которой произошло аварийное выключение всех ЖРД.
Известен наиболее близкий прототип - аналог предлагаемого изобретения в авиационной технике, использующий способ индуцирования воздушного потока с помощью эжектирования струй газа для увеличения реактивной тяги газотурбинного двигателя [4].
Предложенный авиационными конструкторами эжекторный усилитель тяги газотурбинного двигателя [4] содержит кольцевую камеру смешения, выполненную с переменным поперечным сечением, и установленное в ней многосопловое устройство двигателя, образующее с камерой входной участок и участок смешения. Внутренняя стенка камеры на участке смешения выполнена сужающейся в направлении от соплового устройства к выходному сечению, площадь которого составляет Fвых=(6,5-40,0) Fo, где Fвых - площадь выходного сечения камеры смешения, Fo - сумма площадей выходных сечений сопел, при этом выходное сечение камеры расположено на расстоянии от среза сопел, составляющем L=(0,35-1,4) Dвых, где L - расстояние от среза сопел до выходного сечения камеры смешения, Dвых - диаметр выходного сечения камеры смешения, а угол наклона внутренней стенки на участке смешения к ее оси составляет 5-17°. Такое осуществление изобретения позволяет увеличить тягу при сохранении расхода топлива летательного аппарата. Ожидаемый технический результат - расширение функциональных возможностей двигателя и летательного аппарата.
Недостатком данного способа и устройства для его осуществления является невозможность их применения в известных конструктивно-компоновочных схемах РН различного класса, а также сложность использования конструкции и большой вес специальной камеры смешения (особенно для летательных аппаратов с большой площадью миделя, например для РН среднего и тяжелого классов, собранных по схеме «пакет»).
Целью настоящего изобретения является увеличение тяги маршевой ДУ РН, улучшение высотной характеристики (повышение удельного импульса тяги) многокамерной ДУ с ЖРД первой и второй ступеней РН двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней (блоков первой и второй ступеней с единой многокамерной ДУ).
Цель изобретения достигается тем, что конструктивно-компоновочная схема штыревого соплового блока многокамерной ДУ первой ступени РН 1 содержит внутри укороченного ЦТ 3 кольцевую камеру смешения 11, выполненную с переменным поперечным сечением (фиг. 1 и 2). Внутренняя полость укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ с кольцевым расположением камер ЖРД 7 первой ступени РН 1 и внешняя поверхность ЦТ 4 многокамерной ДУ с кольцевым расположением камер ЖРД 6 второй ступени РН 2 образуют кольцевое пространство между баками первой ступени РН 1 (межбаковое пространство 8 на фиг. 1-4). Цилиндрический бак второй ступени РН 2 с кольцевой камерой 11 образуют входной участок воздухозаборника 8 для прохода эжектируемого потока атмосферного воздуха к камере смешения во внутренней полости ЦТ 3. Внутренняя стенка камеры смешения 11 является нижним кольцевым теплозащитным экраном 9 для ЖРД многокамерной ДУ и на участке смешения выполнена сужающейся в направлении от укороченных камер сгорания ЖРД 6 (эжектирующего соплового устройства) к выходному сечению 5 в донной части ЦТ 3.
Сущность изобретения «Способ …» и компоновка штыревого соплового блока для осуществления способа поясняется рисунками на фиг. 1-8.
На фиг. 1 представлен общий вид сбоку на разрез
Figure 00000001
нижней части известной многоступенчатой РН тяжелого класса типа РН «Вулкан», полученный с помощью фронтальной и профильной секущих плоскостей в варианте размерности конструкции, предложенной в качестве примера для доработки с использованием предложенного изобретения. Конструкция «пакета» содержит соединенные по параллельной схеме цилиндрические ракетные блоки первой 1 и второй 2 ступеней РН и сопловой блок ДУ с ЦТ 3 аналогично прототипам изобретений [18, 19, 20].
На фиг. 1-8 представлены: топливные баки ракетных блоков первой ступени РН 1; топливный бак второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 и укороченное ЦТ 4 многокамерной ДУ второй ступени РН 2; выходное сечения камеры смешения 5 в нижней кромке донной части укороченного ЦТ 3; сопла ЖРД 6 в многокамерной ДУ второй ступени РН 2; первичные укороченные сопла камер ЖРД 7 предварительного расширения с круглыми минимальными сечениями и наклонными прямоугольными выходными сечениями, образующие единое составное кольцевое сопло предварительного расширения общего штыревого сопла с ЦТ 3 в многокамерной ДУ первой ступени РН 1. ЖРД 7 выполнены по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа с укороченными соплами Лаваля, расположены в верхней части по периметру укороченного ЦТ 3 на первой ступени РН 1. В полости конической части блоков первой ступени РН 1 расположены емкости 14 с запасами жидкого азота для системы охлаждения теплозащитного экрана 9 для ЖРД 7, теплозащитного экрана 10 для ЖРД 6 и теплозащиты 15 блока первой ступени РН 1.
На фиг. 2 представлено увеличенное изображение с фиг. 1 вида сбоку на разрез
Figure 00000002
нижней части двухступенчатой РН типа «Вулкан», доработанной с использованием предложенного изобретения, без изображения части блоков первой ступени РН 1 для показа большими стрелками направления входа потока эжектируемого атмосферного воздуха через воздухозаборники 8 в камеру смешения 11 в разрезе
Figure 00000002
внутренней полости ЦТ 3 ДУ и нижней части пакета блоков РН 1. Общий вид сбоку на предложенную компоновку штыревого соплового блока для осуществления способа (вид сбоку на разрез % конструкции ЦТ 3 в предложенной компоновке) на фиг. 2 представлен в момент начала работы ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2 и истечения эжектирующего потока газов в кольцевую камеру смешения 11, а также движения эжектируемого потока атмосферного воздуха по направлению, показанному стрелками в разрезе ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1.
На фиг. 1 и 2 по аналогии с относительными размерами элементов конструкции эжекторного усилителя тяги газотурбинного двигателя [4] показаны относительные размеры выходного сечения 5 камеры смешения 11 в полости ЦТ 3 многокамерной ДУ РН 1, которое расположено на расстоянии от среза укороченных сопел ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2, составляющем L≥1,4Dвых,
где L - расстояние от среза укороченных сопел ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2 до выходного сечения 5 камеры смешения 11 в днище укороченного ЦТ 3,
Dвых - диаметр выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3.
На фиг. 3 представлен вид на сечение Б-Б конструкции «пакета» ракетных блоков первой 1 и второй ступеней РН 2 на фиг. 2 и на межбаковое пространство воздухозаборников 8 для входа потока эжектируемого атмосферного воздуха по направлению, показанному большими стрелками.
На фиг. 4 представлен вид на сечение В-В конструкции «пакета» ракетных блоков первой 1 и второй 2 ступеней РН на фиг. 2 и на пространство воздухозаборников 8 между пилонами 16 крепления блоков первой ступени РН 1 с многокамерной ДУ по периметру укороченного ЦТ 3.
На фиг. 5 представлен вид А (снизу): на донную часть РН и сопловой блок ДУ РН с ЦТ многокамерной ДУ с кольцевым расположением камер ЖРД 7; торцевую часть укороченного ЦТ 4 ДУ второй ступени РН 2 на фиг. 1 и 2. и на межбаковое пространство воздухозаборников 8 для входа потока эжектируемого атмосферного воздуха по направлению, показанному большими стрелками в разрезе
Figure 00000002
ЦТ ДУ и нижней части пакета блоков РН на фиг. 3.
На фиг. 6 представлен вид сбоку на разрез
Figure 00000002
нижней части двухступенчатой РН, полученный с помощью фронтальной и профильной секущих плоскостей конструкций центрального блока второй ступени 2 и одного из боковых блоков первой ступени РН 1 с показом воздухозаборников 8 с увеличенными по длине для выполнения требований L≥1,4 Dвых пилонами 16 крепления блоков первой ступени РН 1 с многокамерной ДУ по периметру укороченного ЦТ 3.
На фиг. 7 для примера представлен аксонометрический вид нижней части первой ступени РН 1 со стороны круглого выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3.
На фиг. 8 представлен вид сбоку на нижнюю часть конструкции блоков первой ступени РН 1 с увеличенными по длине пилонами 16 для их крепления с многокамерной ДУ с первичными соплами ЖРД 7 по периметру укороченного ЦТ 3.
Представленная на фиг. 1-8 для осуществления способа компоновка штыревого соплового блока ДУ первой ступени РН 1 с ЦТ 3 многокамерной ДУ спроектирована в виде совмещенной конструкции ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1, кольцевой камеры смешения 11 и укороченного ЦТ 4 ДУ второй ступени РН 2. Крепление силовых элементов ДУ и днищ баков первой ступени РН 1 осуществляется с помощью пилонов 16, которые делят межбаковое пространство воздухозаборников 8 на отдельные сегменты (окна для забора воздуха).
Компоновка штыревого соплового блока содержит входной участок воздухозаборников 8 для эжектируемого потока атмосферного воздуха к камере смешения 11 во внутренней полости ЦТ 3, кольцевую камеру смешения 11, укороченные сопла ЖРД 6 и 7 ДУ первой 1 и второй 2 ступени, круглое отверстие 5 выходного сечения камеры смешения 11, которые установлены симметрично относительно продольной оси РН и двух укороченных ЦТ 3 и 4.
Кольцевая камера смешения 11 содержит нижний кольцевой теплозащитный экран 9 для ЖРД 7 первой ступени РН 1 и верхний кольцевой теплозащитный экран 10 для ЖРД 6 и корпуса второй ступени РН 2, которые образуют две конические внутренние стенки камеры смешения 11 на участке смешения. Нижний кольцевой теплозащитный экран 9 выполнен сужающимся в направлении от воздухозаборников 8 к выходному сечению 5 в донной части ЦТ 3.
Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой многокамерной ДУ РН с ЦТ осуществляют следующим образом:
1 - спрофилированное ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 (фиг. 1 и 2) укорачивают до 30% от первичной длины ЦТ [18-21];
2 - во внутреннюю полость укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 (фиг. 2) помещают ДУ с ЦТ 4 второй ступени РН 2 и кольцевую камеру смешения 11 с углом наклона внутренней стенки нижнего кольцевого теплозащитного экрана 9 на участке смешения к продольной оси ЦТ 3 и блока первой ступени РН 1 от 5° до 17° [4];
3 - нижнюю кромку среза укороченных сопел ЖРД 6 ДУ второй ступени РН 2 совмещают с верхней кромкой кольцевой камеры смешения 11 (фиг. 2) на расстоянии L от нижней кромки первичных сопел ЖРД 6 (эжектирующего соплового устройства), составляющем L≥1,4 Dвых, где Dвых - диаметр выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3 [4];
4 - создают внутренний эжектирующий поток газов 12 в кольцевую камеру смешения 11 из первичных сопел ЖРД 6 многокамерной ДУ второй ступени РН 2;
5 - обеспечивают проход набегающего потока эжектируемого атмосферного воздуха через входной участок воздухозаборников 8 в межбаковом пространстве (фиг. 3 и 4) в кольцевую камеру смешения 11 по направлению, показанному большими стрелками в разрезе ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1;
6 - создают внешний эжектирующий поток газов 13 на фиг. 2 из укороченных сопел Лаваля ЖРД 7 многокамерной ДУ с укороченным ЦТ 3 первой ступени РН 1 и внутренний поток газов 12 из сопел ЖРД 6 многокамерной ДУ второй ступени РН 2, смешанный с атмосферным воздухом, из кольцевой камеры смешения 11;
7 - обеспечивают расчетный режим авторегулирования при разгоне внешнего 13 и внутреннего потоков газов 12, смешанного с атмосферным воздухом из кольцевой камеры смешения 11, на фиг. 2 следующим образом:
7.1 - создают изменяемые по форме и направлению потоки газов с внешней границей и внутренней границей свободной струи основного внешнего потока газов 13, истекающего из камер сгорания первичных сопел ЖРД 7 многокамерной ДУ первой ступени РН 1;
7.2 - создают изменяемый по форме и направлению внутренний поток выхлопных газов 12, смешанных с атмосферным воздухом в кольцевой камере смешения 11, из выходного сечения 5 камеры смешения 11 в донной части укороченного ЦТ 3;
7.3 - обеспечивают расчетный режим авторегулируемости соплового блока в зависимости от изменения давления окружающей среды Ph на срезе укороченных сопел ЖРД 7 по траектории полета при подъеме на начальном участке полета РН от уровня моря до высоты более 40 км, при котором атмосферное давление Ph уменьшается от 1 до 0,003 бар [18, 19].
8 - обеспечивают оптимальную работу выбранного варианта конструкции штыревого соплового блока (фиг. 1-8) для осуществления предложенного способа эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновки с использованием известных методических разработок, например [10-23].
9 - обеспечивают работу системы охлаждения теплозащитного экрана 9 для ЖРД 7, теплозащитного экрана 10 для ЖРД 6 и теплозащиты 15 блока первой ступени РН 1.
Компоновка штыревого соплового блока для осуществления «Способа …» содержит следующие элементы конструкции:
1. Укороченные сопла Лаваля предварительного расширения ЖРД 7 с укороченным ЦТ 3 в хвостовой части первой ступени РН 1 и укороченные сопла Лаваля предварительного расширения многокамерной ДУ с ЖРД 6 второй ступени РН 2 с ЦТ 4, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, показанные на фиг. 1 и 2.
2. Многокамерная ДУ с ЦТ 4 второй ступени РН 2, вложенная во внутреннюю полость укороченного ЦТ 3 первой ступени РН 1, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного ЦТ 3, показанные на фиг. 1-6.
3. Укороченное ЦТ 3, показанное на фиг. 1-6, выполнено в варианте устройства, когда внутренняя полость и внешняя поверхность укороченного ЦТ 3 выполнены в аэродинамическом профиле «пакета» двухступенчатой РН без увеличения миделевого сечения хвостовой части РН 1 в плоскости входного участка воздухозаборников 8 на фиг. 1-6;
4. ДУ с ЦТ 4 второй ступени РН 2, показанная на фиг. 1-6, выполнена в варианте устройства, когда первичные камеры ЖРД 6 являются частью ДУ второй ступени РН 2, оснащена камерами сгорания ЖРД 6, симметрично расположенными внутри полости кольцевой камеры смешения 11 внутри круглого укороченного ЦТ 3 (круглого штыря);
5. Кольцевая камера смешения И, показанная на фиг. 1, 2, 6 выполнена с углом наклона внутренней стенки нижнего кольцевого теплозащитного экрана 9 на участке смешения к продольной оси ЦТ 3 от 5° до 17° [4], предложена в варианте устройства, в котором проход эжектируемого атмосферного воздуха в камеру смешения 11 осуществляется через несколько окон воздухозаборников 8 в виде входов в межбаковое пространство в конструкции «пакета» блоков первой ступени РН 1 в плоскости входного участка воздухозаборников 8.
6. Конструкция крепления силовых элементов ДУ и баков первой ступени РН 1 содержит пилоны 16 на фиг. 1, 2, 6, 7, которые делят межбаковое пространство воздухозаборников 8 на отдельные сегменты (окна для забора воздуха).
7. Специальные емкости 14 (например, шар-баллоны) для хранения запасов жидкого азота для системы охлаждения теплозащитного экрана 9 для ЖРД 7, теплозащитного экрана 10 для ЖРД 6 и теплозащиты 15 блока первой ступени РН 1.
Использование указанной совокупности отличительных признаков, приводящих к увеличению тяги маршевой ДУ РН, к повышению удельного импульса тяги ДУ первой и второй ступеней РН с многокамерными ЖРД, в других технических решениях не известно, и изобретение отвечает критерию «существенные отличия».
Применение предложенного изобретения «Способ …» путем реализации эффекта эжектирования атмосферного воздуха для увеличения реактивной тяги маршевой многокамерной ДУ РН с ЦТ и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления в ракетной технике позволяет:
1. Обеспечить увеличение реактивной тяги маршевой ДУ РН за счет увеличения общей массы истекающего рабочего тела после смешения выхлопных газов эжектирующего соплового устройства (ЖРД 6 ДУ с ЦТ 4) и набегающего потока эжектируемого атмосферного воздуха.
2. Упростить конструкцию компоновки штыревого соплового блока маршевой ДУ РН за счет использования внутренней полости ЦТ 3 с воздухозаборниками 8 и теплозащитными экранами 9 и 10 для создания камеры смешения 11 выхлопных газов из эжектирующего соплового устройства ДУ с ЦТ 4 и эжектируемого атмосферного воздуха.
3. Улучшить за счет авторегулирования двух сверхзвуковых потоков газов (внешнего потока 13 вокруг укороченного ЦТ 3 и внутреннего смешанного потока 12 из камеры смешения 11 и ДУ с ЦТ 4) высотные характеристики (повысить удельный импульс тяги) ЖРД (блоков первой и второй ступеней с единым сопловым блоком многокамерной ДУ) на этапе их совместной работы в полете РН.
4. Уменьшить аэродинамическое донное сопротивление РН с параллельным расположением первой и второй ступеней (например, собранных по схеме «пакет»).
Источники информации:
1.В.П. Мишин. Записи и воспоминания (1960-1974 годы). Дневники. В 3-х томах. / Воронеж: Кварта, 2014. - Том I. - 348 с.
2. Осипов Э.С., Демидов Г.В., Глебов Г.А. Комбинированный ракетный двигатель, МПК F02K 7/18 (Авторское свидетельство SU 1828176): подача заявки: 1990-12-25, патентообладатель: Казанский авиационный институт им. А.Н. Туполева.
3. Азимов Ф.И., Митрофанов Г.А., Иванов А.Л. Ракетный двигатель, МПК F02K 1/36, F02C 3/32P, (Патент RU 2194873), подача заявки: 2000-05-06, патентообладатель: Казанская государственная архитектурно-строительная академия.
4. Плотников В.А. Эжекторный усилитель тяги газотурбинного двигателя, МПК F02K 1/36, (Патент RU 2150593), подача заявки: 1999-03-29, патентообладатель: ЗАО «Энерготех».
5. Прудников А.Г. Яновский Ю.Г. Способ формирования реактивной силы, МПК F02K 9/82, (Патент RU 2225526), подача заявки: 2002-07-11, патентообладатель: Институт прикладной механики РАН.
6. Иванов Н.Ф. Транспортная космическая система, МПК B64G 1/14, B64G 1/40, B64G 1/26 (F02K, F03H), (Патент RU 2165870): подача заявки: 1998-12-23, патентообладатель: ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева».
7. Иванов Н.Ф. Многоразовый одноступенчатый носитель, МПК B64G 1/00, B64G 1/14, (Патент RU 2196078), подача заявки: 15.09.2000, патентообладатель: ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева».
8. Вавилин А.В., Киселев В.И., Плошкин А.В., Усолкин Ю.Ю., Фетисов В.А. Одноступенчатая осесимметричная многоразовая ракета-носитель и способ создания подъемной силы в процессе движения одноступенчатой ракеты-носителя, МПК B64G 1/24, B64G 1/14 (Патент RU 2226169), подача заявки: 2001-09-20, патентообладатель: ФГУП ГРЦ «КБ им. акад. В.П. Макеева».
9. Вавилин А.В., Усолкин Ю.Ю., Фетисов В.А. Одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки, МПК (Патент RU 2309088), подача заявки: 2005-09-19, патентообладатель: ФГУП ГРЦ «КБ им. акад. В.П. Макеева».
10. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. Основы теории. М.: Машиностроение. 1977. - 213 с.
11. Говоров А.Н., Гусев В.А., Орлов П.В. Теория прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Киевское высшее инженерно-авиационное военное училище ВВС - М.: Книга по Требованию, 2012. - 151 с.
12. Джесси Рассел. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, - М.: Книга по Требованию, 2012. - 58 с.
13. О конкурентоспособности техники, создаваемой по программе NASP, на мировом рынке. - Экспресс-информация «Астронавтика и ракетодинамика», №24, 1990, ВИНИТИ.
14. Концепции двигателей гиперзвуковых летательных аппаратов. - Экспресс-информация «Астронавтика и ракетодинамика», №28, 1988, ВИНИТИ.
15. О разработке аппаратов Х-33 и RLV. - Экспресс-информация «Ракетная и космическая техника», №2, 1997, ЦНИИмаш.
16. Инякин В.А. Численное моделирование течения газа в трехмерных эжекторных соплах. Дис. канд. физ.-мат. наук, Код специальности ВАК: 05.13.18, МФТИ, Москва, 2005, 89 с.
17. Монахова В.П. Исследование эжекторных усилителей тяги (ЭУТ): Дис. канд. техн. наук, Код специальности ВАК: 05.07.05, МАИ, Москва, 2005, 156 с.
18. Стернин Л.Е., Ширшов В.Е., Денисов А.Э. Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа (патент RU №2511800), подача заявки: 2012-10-19.
19. Чванов В.К., Стернин Л.Е., Денисов А.Э., Ширшов В.Е., Юрьев В.Ю. Компоновка многоступенчатой ракеты-носителя (патент RU №2532445), подача заявки: 2013-03-13.
20. Чванов В.К., Левочкин П.С., Стернин Л.Е., Денисов А.Э., Ширшов В.Е., Крайко А.Н., Пономарев Н.Б., Пьянков К.С., Юрьев В.Ю. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком (патент RU №2610873) подача заявки: 2015-07-25 г.
21. Крайко А.Н., Тилляева Н.И. Профилирование сопел с центральным телом и определение оптимального направления их первичных потоков // Изв. РАН. МЖГ. 2007. №2, с. 194-203.
22. Чау, Эдди, Взаимодействие между основным и вторичным потоками сверхзвуковых и эжекторных систем и их рабочие характеристики. РТ и К, 1964, №4, с. 91-104.
23. Засухин О.Н., Булат П.В., Продан Н.В. Развитие методов расчета донного давления // Фундаментальные исследования. - 2012. - №6-1. - С. 273-279.

Claims (4)

1. Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения реактивной тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя, включающий создание внешнего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным круглым центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего эжектирующего потока газов в кольцевую камеру смешения во внутренней полости центрального тела, отличающийся тем, что подачу внутреннего эжектирующего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижнюю кромку первичных укороченных сопел двигательной установки совмещают с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела.
2. Компоновка штыревого соплового блока для осуществления способа по п. 1, включающая первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с укороченным центральным телом, отличающаяся тем, что двигательная установка второй ступени ракеты-носителя вложена во внутреннюю полость укороченного центрального тела первой ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижняя кромка первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела на расстоянии от выходного сечения камеры смешения, составляющем размер, равный величине L укороченного до 30% от первичной полной длины спрофилированного центрального тела, где L≥1,4 Dвых, a Dвых - диаметр выходного сечения камеры смешения в донной части укороченного центрального тела.
3. Компоновка штыревого соплового блока по п. 2, отличающаяся тем, что кольцевая камера смешения выполнена с углом наклона внутренней стенки нижнего кольцевого теплозащитного экрана на участке смешения к продольной оси укороченного центрального тела от 5° до 17°.
4. Компоновка штыревого соплового блока по п. 2, отличающаяся тем, что проход набегающего потока эжектируемого атмосферного воздуха в камеру смешения выполнен в виде кольцевого воздухозаборника, образующего кольцевое пространство между круглым центральным телом двигательной установки второй ступени ракеты-носителя и нижним кольцевым теплозащитным экраном, который выполнен сужающимся в направлении к выходному сечению в донной части центрального тела, а проход воздуха в кольцевой воздухозаборник разделен пилонами на отдельные сегменты.
RU2019118418A 2019-06-14 2019-06-14 Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления RU2744528C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019118418A RU2744528C2 (ru) 2019-06-14 2019-06-14 Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019118418A RU2744528C2 (ru) 2019-06-14 2019-06-14 Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019118418A RU2019118418A (ru) 2020-12-14
RU2019118418A3 RU2019118418A3 (ru) 2020-12-14
RU2744528C2 true RU2744528C2 (ru) 2021-03-11

Family

ID=73835224

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019118418A RU2744528C2 (ru) 2019-06-14 2019-06-14 Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2744528C2 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5341640A (en) * 1993-03-30 1994-08-30 Faulkner Robie L Turbojet engine with afterburner and thrust augmentation ejectors
RU2150593C1 (ru) * 1999-03-29 2000-06-10 Акционерное общество закрытого типа "Энерготех" Эжекторный усилитель тяги газотурбинного двигателя
RU2194873C2 (ru) * 2000-05-06 2002-12-20 Казанская государственная архитектурно-строительная академия Ракетный двигатель
CN204099074U (zh) * 2014-05-26 2015-01-14 清华大学 一种具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5341640A (en) * 1993-03-30 1994-08-30 Faulkner Robie L Turbojet engine with afterburner and thrust augmentation ejectors
RU2150593C1 (ru) * 1999-03-29 2000-06-10 Акционерное общество закрытого типа "Энерготех" Эжекторный усилитель тяги газотурбинного двигателя
RU2194873C2 (ru) * 2000-05-06 2002-12-20 Казанская государственная архитектурно-строительная академия Ракетный двигатель
CN204099074U (zh) * 2014-05-26 2015-01-14 清华大学 一种具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机

Also Published As

Publication number Publication date
RU2019118418A (ru) 2020-12-14
RU2019118418A3 (ru) 2020-12-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5946904A (en) Ejector ramjet engine
US6786040B2 (en) Ejector based engines
Casiano et al. Liquid-propellant rocket engine throttling: A comprehensive review
US9249758B2 (en) Propulsion assembly and method
RU2265132C2 (ru) Реактивная двигательная установка
US6293091B1 (en) Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet
US3040516A (en) Detonative combustion method and means for ram-jet engine
US20040128977A1 (en) Multi-mode pulsed detonation propulsion system
US5513571A (en) Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles
US9046057B2 (en) Method and device to increase thrust and efficiency of jet engine
Falempin et al. R&T effort on pulsed and continuous detonation wave engines
US6981364B2 (en) Combine engine for single-stage spacecraft
RU2744528C2 (ru) Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления
Falempin et al. A contribution to the development of actual continuous detonation wave engine
US12078127B2 (en) Multi-mode propulsion system
RU2315193C1 (ru) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом
Relangi et al. SHAR for a TSTO launcher
Jindal Pulse Detonation Engine-A Next Gen Propulsion
Hasan et al. Design of a Rocket-Powered Descent Jetpack Equipped with Parachute
El-Sayed et al. Pulsejet, ramjet, and scramjet engines
KR101616647B1 (ko) 직사각형단면을 가지는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진
JP7273059B2 (ja) 二次噴射による複形状ノズルの速度遷移および推力ベクトル化を制御するためのシステム
Vedam et al. Numerical Investigation of Scaling Effects on a Ramjet-Powered Projectile
RU2600264C1 (ru) Двухступенчатая космическая ракета
KR20100030969A (ko) 연소기 및 이를 포함하는 엔진