RU2771254C1 - Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги - Google Patents
Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги Download PDFInfo
- Publication number
- RU2771254C1 RU2771254C1 RU2021121711A RU2021121711A RU2771254C1 RU 2771254 C1 RU2771254 C1 RU 2771254C1 RU 2021121711 A RU2021121711 A RU 2021121711A RU 2021121711 A RU2021121711 A RU 2021121711A RU 2771254 C1 RU2771254 C1 RU 2771254C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- gas
- thrust vector
- dynamic method
- generator gas
- 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
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
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 ракетным двигателям, в которых реализован газодинамический способ управления вектором тяги. Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги содержит на сверхзвуковой части коллектор тракта охлаждения и отверстия вдува генераторного газа, согласно изложению отверстия вдува генераторного газа расположены ближе к критическому сечению камеры, чем отверстия коллектора тракта охлаждения, при этом отверстия вдува генераторного газа выполнены в стенке камеры между каналами тракта охлаждения. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги. 4 ил.
Description
Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых реализован газодинамический способ управления вектором тяги. Использование изобретения позволяет повысить удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги.
Газодинамический способ управления вектором тяги основан на создании локальных зон повышенного давления на стенке сопла с целью создания бокового усилия. Для этого в основной поток продуктов сгорания в камере через отверстия вдувается струя жидкости или газа, которая при взаимодействии с основным потоком приводит к отрыву потока и созданию бокового усилия. Чаще всего для управления вектором тяги используется, вдув генераторного газа.
Расположение отверстий вдува оказывает существенное влияние на эффективность управления вектором тяги, чем ближе они к критическому сечению камеры, тем больше площадь стенки на которую действует повышенное давление и тем меньше необходимый массовый расход вдуваемого генераторного газа для создания требуемого бокового усилия, и, соответственно выше удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.
Известна конструкция камеры жидкостного ракетного двигателя РД-857 для второй ступени баллистической ракеты РТ-20 (8К99) и созданная на ее основе конструкция камеры жидкостного ракетного двигателя РД-862 (принята за прототип) для второй ступени баллистической ракеты MP УР-100 (см. «История создания ЖРД КБЮ», Наука и техника, №10 (149), октябрь 2018).
Недостатком данной конструкции является расположение отверстий вдува генераторного газа на неохлаждаемой части сопла на значительном расстоянии от критического сечения камеры, что существенно снижает эффективность управления вектором тяги и, соответственно, удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.
Повышение удельного импульса тяги путем расположения отверстий вдува ближе к критическому сечению камеры вызывает конструктивные трудности в связи с необходимостью расположения отверстий вдува генераторного газа в охлаждаемой части сопла, которая содержит ребра и каналы охлаждения.
Поставленная техническая задача решается тем, что камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги, содержащая на сверхзвуковой части коллектор тракта охлаждения и отверстия вдува генераторного газа, согласно изложению, отверстия вдува генераторного газа расположены ближе к критическому сечению камеры, чем отверстия коллектора тракта охлаждения, при этом отверстия вдува генераторного газа выполнены в стенке камеры между каналами тракта охлаждения.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3, 4.
Камера (фиг. 1) содержит сверхзвуковую часть с расположенными секторами подвода генераторного газа 4, коллектор 5 тракта охлаждения камеры 1. Сектора 4 подвода генераторного газа через магистраль 3 соединены с газораспределителем генераторного газа 2.
На фиг. 2 изображен сектор 4 подвода генераторного газа, из которого через отверстия вдува 6 в стенке камеры 7 генераторный газ поступает в проточную сверхзвуковую часть 8 камеры 1.
На фиг. 3 изображен коллектор 5 тракта охлаждения, который соединяет магистраль подвода охладителя (не показана) с трактом охлаждения камеры 1 через отверстия 9 в наружной стенке 10. На фиг. 4 изображен сектор подвода генераторного газа 4 с отверстиями вдува 6, через которые генераторный газ поступает в сверхзвуковую проточную часть 8 камеры 1, образуя прямой скачок уплотнения 11, за которым реализуется зона 12 с повышенным статическим давлением на стенке камеры 7.
Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги работает следующим образом.
При работе двигателя охладитель, в зависимости от используемой на жидкостном ракетном двигателе схемы охлаждения, из коллектора 5 через отверстия 9 в наружной стенке 10 поступает в тракт охлаждения камеры 1, или, наоборот, из тракта охлаждения камеры 1 через отверстия 9 в наружной стенке 10 собирается в коллекторе 5. При течении по тракту охлаждения охладитель огибает стенки отверстий вдува 6.
При необходимости получения бокового управляющего усилия в определенной плоскости генераторный газ из генераторной полости подается в газораспределитель 2, который направляет через магистраль 3 в сектор вдува 4, расположенный в той плоскости, где необходимо получить боковое усилие и на той части камеры, куда должно оно быть направлено.
Из сектора подвода генераторного газа 4 через отверстия 6, расположенные в стенке 7 между каналами тракта охлаждения, генераторный газ поступает в проточную сверхзвуковую полость 8 камеры 1.
В результате взаимодействия генераторного газа со сверхзвуковым потоком продуктов сгорания в полости 8 образуется прямой скачок уплотнения 11, за которым реализуется зона 12 с повышенным статическим давлением на стенке 7 камеры 1. В результате разности давлений на стенке 7 в зоне камеры за скачком уплотнения 12 и давлением на противоположной части стенки, обтекаемой невозмущенным потоком, образуется боковое управляющее усилие.
Когда необходимость в получении бокового управляющего усилия пропадает, подается соответствующая команда на газораспределитель 2, и подача генераторного газа в сектор подвода генераторного газа 4 прекращается; обтекание всех поверхностей сверхзвуковой части камеры осуществляется невозмущенным равномерным потоком продуктов сгорания.
Таким образом, выполнение отверстий вдува генераторного газа между каналами тракта охлаждения позволяет расположить сектора подвода генераторного газа в непосредственной близости к критическому сечению камеры, что снижает массовый расход вдуваемого генераторного газа для создания требуемого бокового усилия и, соответственно, повышает удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.
Claims (1)
- Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги, содержащая на сверхзвуковой части коллектор тракта охлаждения и отверстия вдува генераторного газа, отличающаяся тем, что отверстия вдува генераторного газа расположены ближе к критическому сечению камеры, чем коллектор тракта охлаждения, при этом отверстия вдува генераторного газа выполнены в стенке камеры между каналами тракта охлаждения.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021121711A RU2771254C1 (ru) | 2021-07-21 | 2021-07-21 | Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021121711A RU2771254C1 (ru) | 2021-07-21 | 2021-07-21 | Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2771254C1 true RU2771254C1 (ru) | 2022-04-29 |
Family
ID=81458787
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021121711A RU2771254C1 (ru) | 2021-07-21 | 2021-07-21 | Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2771254C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2786606C1 (ru) * | 2022-07-06 | 2022-12-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера жидкостного ракетного двигателя (жрд) с газодинамическим способом управления вектором тяги и сопловым насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2117813C1 (ru) * | 1997-07-03 | 1998-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" | Способ работы жрд (варианты) |
| EP2138698B1 (fr) * | 2008-06-24 | 2012-02-22 | Snecma | Dispositif pour amortir les efforts latéraux de décollement de jet agissant sur une tuyère de moteur-fusée |
| UA103528C2 (ru) * | 2011-12-05 | 2013-10-25 | Институт Технической Механики Национальной Академии Наук Украины И Национального Космического Агентства Украины | Способ регулировки вектора тяги жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель для его осуществления |
| RU2594844C1 (ru) * | 2015-07-21 | 2016-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя |
-
2021
- 2021-07-21 RU RU2021121711A patent/RU2771254C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2117813C1 (ru) * | 1997-07-03 | 1998-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" | Способ работы жрд (варианты) |
| EP2138698B1 (fr) * | 2008-06-24 | 2012-02-22 | Snecma | Dispositif pour amortir les efforts latéraux de décollement de jet agissant sur une tuyère de moteur-fusée |
| UA103528C2 (ru) * | 2011-12-05 | 2013-10-25 | Институт Технической Механики Национальной Академии Наук Украины И Национального Космического Агентства Украины | Способ регулировки вектора тяги жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель для его осуществления |
| RU2594844C1 (ru) * | 2015-07-21 | 2016-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| История создания ЖРД КБЮ, Наука и техника, N10 (149), октябрь 2018. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2791932C1 (ru) * | 2022-06-15 | 2023-03-14 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф.Устинова | Сопло |
| RU2786606C1 (ru) * | 2022-07-06 | 2022-12-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера жидкостного ракетного двигателя (жрд) с газодинамическим способом управления вектором тяги и сопловым насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7784284B2 (en) | Exhaust assembly forming a horizontal propulsion gas elbow in an aircraft | |
| US10690089B2 (en) | TRREN exhaust nozzle-M-spike turbo ram rocket | |
| US9816463B2 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
| US5946904A (en) | Ejector ramjet engine | |
| US7775460B2 (en) | Combustion nozzle fluidic injection assembly | |
| US7681400B2 (en) | Exhaust assembly forming a horizontal propulsion gas elbow in an aircraft | |
| US20060260291A1 (en) | Pulse detonation assembly with cooling enhancements | |
| RU2004125487A (ru) | Эжекторный воздушно-реактивный двигатель | |
| RU2674172C1 (ru) | Турбореактивный двигатель и способ его работы | |
| US7581400B2 (en) | Elbow-shaped propulsion gas exhaust assembly in an aircraft | |
| US6964154B1 (en) | Axisymmetric, throttleable non-gimballed rocket engine | |
| US4707981A (en) | Variable expansion ratio reaction engine | |
| US3132476A (en) | Thrust vector control apparatus | |
| RU2771254C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги | |
| US7631486B2 (en) | Thrust orienting nozzle | |
| US3233833A (en) | Method and device for deflecting a rocket jet | |
| CN112412662B (zh) | 一种组合式推力矢量喷管系统及带有该系统的弹体 | |
| US3286469A (en) | Rocket nozzle cooling and thrust recovery device | |
| US3292865A (en) | Thrust vector control with clustered nozzles | |
| US11555471B2 (en) | Thrust chamber device and method for operating a thrust chamber device | |
| US3255971A (en) | Jet thrust vector control apparatus | |
| US3302884A (en) | Self-trimming ablative nozzle | |
| RU2786606C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя (жрд) с газодинамическим способом управления вектором тяги и сопловым насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) | |
| RU2615889C1 (ru) | Ракетно-прямоточный двигатель с регулируемым расходом твёрдого топлива | |
| RU2287076C1 (ru) | Двигательная установка для гиперзвукового летательного аппарата |