RU56487U1 - ADJUSTABLE SLOT NOZZLE - Google Patents

ADJUSTABLE SLOT NOZZLE Download PDF

Info

Publication number
RU56487U1
RU56487U1 RU2006100001/22U RU2006100001U RU56487U1 RU 56487 U1 RU56487 U1 RU 56487U1 RU 2006100001/22 U RU2006100001/22 U RU 2006100001/22U RU 2006100001 U RU2006100001 U RU 2006100001U RU 56487 U1 RU56487 U1 RU 56487U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
slot
shell
slots
altitude
Prior art date
Application number
RU2006100001/22U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Василий Васильевич Семенов
Андрей Алексеевич Талалаев
Павел Георгиевич Иванов
Original Assignee
Московский авиационный институт (государственный технический университет)
Василий Васильевич Семенов
Андрей Алексеевич Талалаев
Павел Георгиевич Иванов
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 Московский авиационный институт (государственный технический университет), Василий Васильевич Семенов, Андрей Алексеевич Талалаев, Павел Георгиевич Иванов filed Critical Московский авиационный институт (государственный технический университет)
Priority to RU2006100001/22U priority Critical patent/RU56487U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU56487U1 publication Critical patent/RU56487U1/en

Links

Landscapes

  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения в частности к жидкостным ракетным двигателям.The present invention relates to the field of rocket science, in particular to liquid rocket engines.

Целью настоящего изобретения является повышение среднего по траектории удельного импульса двигательной установки летательного аппарата за счет организации устраняемой щели на тяговой поверхности сопла на высотном режиме работы.The aim of the present invention is to increase the average trajectory of the specific impulse of the propulsion system of the aircraft by organizing a removable gap on the traction surface of the nozzle in high-altitude operation.

Регулируемое щелевое сопло ракетного двигателя содержит сопло Лаваля 1 со щелью 2, состоящей из нескольких частей, способствующей снятию перерасширения потока газа и поворотную обечайку 3 со щелями 4, аналогичными по количеству, форме и месту расположения. На высотных режимах работы щели 2 на поверхности сопла 1 устраняются за счет перекрытия их подвижной обечайкой.The adjustable slot nozzle of the rocket engine contains a Laval nozzle 1 with a slot 2, consisting of several parts, which helps to remove the overexpansion of the gas flow and a rotary shell 3 with slots 4, similar in number, shape and location. At high-altitude modes of operation, the slots 2 on the surface of the nozzle 1 are eliminated by overlapping them with a movable shell.

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения в частности к жидкостным ракетным двигателям.The present invention relates to the field of rocket science, in particular to liquid rocket engines.

Известно регулируемое сопло ракетного двигателя, имеющее кольцевое щелевое отверстие на поверхности его сверхзвуковой части. [Книга «Основы теории и расчета ЖРД», издание 4, часть 1, стр.316, г.Москва, «Высшая школа», 1993 г., «Регулируемое щелевое сопло.»] - прототип.Known adjustable nozzle of a rocket engine having an annular slotted hole on the surface of its supersonic part. [The book "Fundamentals of theory and calculation of rocket engines", edition 4, part 1, p. 316, Moscow, "Higher School", 1993, "Adjustable slotted nozzle."] - prototype.

Недостатком прототипа является отрицательное влияние стационарно расположенной кольцевой щели на тяговой поверхности сопла, за счет утечек газа в атмосферу, на расчетном (высотном) режиме работы.The disadvantage of the prototype is the negative effect of a stationary annular gap on the traction surface of the nozzle due to gas leaks into the atmosphere at the design (high-altitude) mode of operation.

Целью настоящего изобретения является повышение тяговых характеристик на высотном режиме работы и среднего по траектории полета удельного импульса ракетного двигателя.The aim of the present invention is to increase traction characteristics in high-altitude operation and average on the flight path of the specific impulse of a rocket engine.

Цель достигается тем, что регулируемое щелевое сопло ракетного двигателя, имеющее кольцевую щель на поверхности его сверхзвуковой части, причем щель выполнена в виде трех или более частей, равномерно размещенных по окружности, сопло снабжено кольцевой обечайкой, размещенной на наружной части сопла на уровне щели, в которой выполнены вырезы, аналогичные по количеству, форме и расположению частям щели на поверхности сверхзвуковой части сопла, причем обечайка выполнена с возможностью вращения относительно оси сопла.The goal is achieved in that an adjustable slot nozzle of a rocket engine having an annular gap on the surface of its supersonic part, the slot being made in the form of three or more parts evenly spaced around the circumference, the nozzle is provided with an annular shell located on the outer part of the nozzle at the level of the gap, in which cuts are made, similar in number, shape and location to parts of the slit on the surface of the supersonic part of the nozzle, and the shell is made to rotate relative to the axis of the nozzle.

На фиг.1 изображена схема сопла на стартовом режиме.In Fig.1 shows a diagram of the nozzle in the starting mode.

На фиг.2 изображена схема сопла на высотном режиме.Figure 2 shows a diagram of the nozzle in high-altitude mode.

На фиг.3 представлена высотная характеристика регулируемого сопла.Figure 3 presents the height characteristic of the adjustable nozzle.

Регулируемое щелевое сопло ракетного двигателя состоит из сопла Лаваля 1 с несколькими (не менее трех) сквозными щелями 2 одинаковой формы, размещенными на поверхности его сверхзвуковой части и находящимися в одной плоскости, перпендикулярной оси сопла, и расположенными равномерно по длине окружности. Сопло снабжено обечайкой 3, которая расположена на наружной части сопла на уровне щелей 2. Обечайка 3 имеет сквозные вырезы 4, количество, форма и расположение которых аналогично щелям 2, имеющим место на поверхности сверхзвуковой части сопла Лаваля 1. Обечайка 3 выполнена с возможностью вращения вокруг его продольной оси сопла.An adjustable slot nozzle of a rocket engine consists of a Laval nozzle 1 with several (at least three) through-holes 2 of the same shape, placed on the surface of its supersonic part and located in the same plane perpendicular to the axis of the nozzle and arranged uniformly along the circumference. The nozzle is equipped with a shell 3, which is located on the outer part of the nozzle at the level of the slots 2. The shell 3 has through cuts 4, the number, shape and location of which are similar to the slots 2 that occur on the surface of the supersonic part of the Laval nozzle 1. The shell 3 is rotatable around its longitudinal axis of the nozzle.

Регулируемое щелевое сопло работает следующим образом. На старте и на начальных участках траектории полета летательного аппарата, в плотных слоях атмосферы, часть сопла Лаваля 1 (до щелей 2) работает на режиме близком к расчетному. Сквозные части щели 4, находящиеся на обечайке 3 располагаются напротив сквозных щелей 2, расположенных на сверхзвуковой части сопла Лаваля 1. При этом скачки уплотнения находятся на срезе щели 2, расположенной ближе к минимальному сечению сопла, а через общую сквозную щель, образованную щелями 2 сопла Лаваля 1 и щелями 4 обечайки 3, обеспечивается доступ атмосферного давления к зонам отрыва, что способствует улучшению характеристик отрыва потока газа. При этом часть сопла Лаваля 1, расположенная за щелью 2, ближе к его срезу, не участвует в создании тяги и сопло Лаваля 1 в целом обладает малой высотностью, соответствующей расчетной высоте Нp1 (фиг.3, кривая 1).Adjustable slotted nozzle operates as follows. At the start and at the initial sections of the flight path of the aircraft, in dense layers of the atmosphere, part of the Laval nozzle 1 (up to slots 2) operates in a mode close to the calculated one. The through parts of the slot 4 located on the casing 3 are located opposite the through holes 2 located on the supersonic part of the Laval nozzle 1. In this case, the shock waves are located on the slit of the slot 2, which is closer to the minimum section of the nozzle, and through the common through slot formed by the cracks 2 of the nozzle Laval 1 and slots 4 of the shell 3, provides access to atmospheric pressure to the separation zones, which improves the characteristics of separation of the gas flow. Moreover, the part of the Laval nozzle 1, located behind the slit 2, closer to its cut, is not involved in the creation of thrust and the Laval nozzle 1 as a whole has a low altitude corresponding to the estimated height H p1 (Fig. 3, curve 1).

По мере подъема на высоту летательного аппарата давление окружающей среды уменьшается, а давление истекающей струи газа на срезе щели 2 сопла Лаваля 1 становится больше атмосферного, при этом имеют место утечки газа через совмещенные части щелей 2 - сопла Лаваля 1 и 4 - обечайки 3 и потери тяги, связанные с недорасширением потока газа на части сопла Лаваля до щели 2. В этот момент подвижная обечайка 3 поворачивается (за счет вращения) относительно продольной оси сопла Лаваля 1. При этом части сквозной щели 2, расположенные на поверхности сопла Лаваля 1, и части щели 4 обечайки 3 перекрываются, препятствуя утечкам газа в атмосферу через них. В этом случае скачки уплотнения переходят на поверхность, расположенную ближе к срезу сопла Лаваля 1, которая начинает создавать тягу. В результате регулируемое щелевое сопло вновь работает на режиме близком к расчетному, обладая большей высотностью, соответствующей расчетной высоте Нp2 (фиг.3, кривая 2).As the aircraft rises to the height of the aircraft, the ambient pressure decreases, and the pressure of the outflowing gas stream at the cut of the slit 2 of the Laval nozzle 1 becomes greater than atmospheric, and there are gas leaks through the combined parts of the cracks 2 - Laval nozzle 1 and 4 - of the shell 3 and losses thrust associated with under-expansion of the gas flow on the part of the Laval nozzle to the slot 2. At this moment, the movable shell 3 rotates (due to rotation) relative to the longitudinal axis of the Laval nozzle 1. At the same time, the parts of the through slot 2 located on the surface of the Love nozzle To 1 part of the slit 4 and the sleeve 3 are overlapped by preventing gas leakage to the atmosphere therethrough. In this case, the shock waves pass to the surface located closer to the cut of the Laval nozzle 1, which begins to create thrust. As a result, the adjustable slot nozzle again operates in a mode close to the calculated one, having a higher altitude corresponding to the calculated height Н p2 (Fig. 3, curve 2).

Таким образом, регулируемое щелевое сопло двигательной установки на всех участках траектории полета летательного аппарата работает на режиме близком к расчетному Рр (фиг.3, пунктирная кривая 3). На фиг.3 по оси абсцисс отложено значение высоты полета, по оси ординат - тяга сопла.Thus, the adjustable slotted nozzle of the propulsion system in all parts of the flight path of the aircraft operates in a mode close to the calculated P p (figure 3, dashed curve 3). In Fig. 3, the value of the flight altitude is plotted on the abscissa, and the nozzle thrust on the ordinate.

Предлагаемое изобретение обеспечивает снижение потерь тяги сопла на высотных режимах работы за счет использования поворотной обечайки, обеспечивающей устранение разрыва контура (щели), что дает возможность увеличения полезного груза или дальности полета летательного аппарата и несомненно дает положительный экономический эффект.The present invention provides a reduction in nozzle thrust losses at high-altitude operating modes through the use of a rotary shell, eliminating the contour (gap) gap, which makes it possible to increase the payload or flight range of the aircraft and undoubtedly gives a positive economic effect.

Claims (1)

Регулируемое щелевое сопло ракетного двигателя, имеющее кольцевую щель на поверхности его сверхзвуковой части, отличающееся тем, что щель выполнена в виде трех или более частей, равномерно размещенных по окружности, сопло снабжено кольцевой обечайкой, размещенной на наружной части сопла на уровне щели, в которой выполнены вырезы, аналогичные по количеству, форме и расположению частям щели на поверхности сверхзвуковой части сопла, при этом что обечайка выполнена с возможностью вращения относительно оси сопла.
Figure 00000001
An adjustable slot nozzle of a rocket engine having an annular gap on the surface of its supersonic part, characterized in that the slot is made in the form of three or more parts evenly spaced around the circumference, the nozzle is provided with an annular shell located on the outer part of the nozzle at the level of the gap in which cutouts similar in number, shape and location to parts of the slit on the surface of the supersonic part of the nozzle, while the shell is rotatable relative to the axis of the nozzle.
Figure 00000001
RU2006100001/22U 2006-01-10 2006-01-10 ADJUSTABLE SLOT NOZZLE RU56487U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006100001/22U RU56487U1 (en) 2006-01-10 2006-01-10 ADJUSTABLE SLOT NOZZLE

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006100001/22U RU56487U1 (en) 2006-01-10 2006-01-10 ADJUSTABLE SLOT NOZZLE

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU56487U1 true RU56487U1 (en) 2006-09-10

Family

ID=37113425

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006100001/22U RU56487U1 (en) 2006-01-10 2006-01-10 ADJUSTABLE SLOT NOZZLE

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU56487U1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU167750U1 (en) * 2016-03-15 2017-01-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) LAVAL HEIGHT NOZZLE

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU167750U1 (en) * 2016-03-15 2017-01-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) LAVAL HEIGHT NOZZLE

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6293091B1 (en) Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet
US6637187B2 (en) Rotary inlet flow controller for pulse detonation combustion engines
US20190063372A1 (en) TRREN Exhaust Nozzle-M-Spike Turbo Ram Rocket
US8690097B1 (en) Variable-geometry rotating spiral cone engine inlet compression system and method
JP6806474B2 (en) Intake flow limiter
CN108952823B (en) Method and system for leading edge auxiliary blade
CA2845455A1 (en) Gas turbine engine exhaust mixer with aerodynamic struts
Webster Liquid fueled integral rocket/ramjet technology review
RU56487U1 (en) ADJUSTABLE SLOT NOZZLE
US3153904A (en) Turbo-ramjet configuration
EP2947304A1 (en) Gas turbine engine with selective flow path
Hewitt Status of ramjet programs in the United States
US11002141B2 (en) Method and system for leading edge auxiliary turbine vanes
US9121680B2 (en) Air vehicle with control surfaces and vectored thrust
CN108087150B (en) Boost type small turbofan engine for supersonic missile
US5544586A (en) Solid fuel ramjet tubular projectile
US2914914A (en) Three dimensional variable exhaust nozzle
RU2580376C2 (en) Cruise missile, in particular-anti-ship missile (versions)
RU65978U1 (en) ADJUSTABLE SLOT NOZZLE
RU2522687C2 (en) Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose
RU56491U1 (en) ADJUSTABLE SLOT NOZZLE
US3976088A (en) Dual side-mounted inlet-vehicle orientation
RU56490U1 (en) ADJUSTABLE SLOT NOZZLE
Hunter et al. Improved supersonic performance for the F-16 inlet modified for the J79 engine
RU2162957C2 (en) Aircraft gas-turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
MM1K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20130111