сопло ракетного двигателя для придания ракете вращения относительно продольной оси

Формула изобретения

1. Сопло ракетного двигателя, содержащее расширяющуюся сверхзвуковую часть, отличающееся тем, что внутренняя теплозащита его сверхзвуковой части выполнена спиралевидной навивкой армирующей ленты, содержащей армирующее волокно, например углеродное или кремнеземное, и связующее, например, из фенолформальдегидной смолы, и образует в процессе абляции связующего спиралевидную и выступающую в сверхзвуковой газовый поток шероховатость из армирующего волокна высотой не менее чем четвертая часть толщины ламинарного подслоя.

2. Сопло ракетного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что угол между направлением навивки армирующей ленты и осью сопла выбран из условия придания скорости вращения ракете относительно продольной оси, не превышающей допустимого значения.

3. Сопло ракетного двигателя по п. 2, отличающееся тем, что в многоступенчатой ракете тандемной схемы направления навивки армирующей ленты в соплах двигателей последующей и предыдущей ступеней выполнены по знакам противоположным.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей.

Известно сопло ракетного двигателя, состоящее из сужающейся дозвуковой части, критического сечения и расширяющейся части, обеспечивающей расширение продуктов сгорания топлива таким образом, чтобы энергия газов, выделившаяся в камере сгорания ракетного двигателя, эффективно преобразовывалась в кинетическую энергию, сообщая тяговое усилие ракете (см. Мелик-Пашаев Н.И., Мелькумов Т. М. Ракетные двигатели. Издательство "Машиностроение", Москва, 1976 г. ). Расширяющаяся часть сопла может быть выполнена в виде профилированного сопла Лаваля, в виде конической поверхности и т.д. На срезе сопла газы, вытекающие из двигателя, имеют скорость, величина которой зависит от отношений давлений в камере двигателя и на срезе сопла, от температуры и состава газов и от потерь в сопле. Потери в сопле могут быть вызваны энергетической и химической неравномерностью, скачками уплотнения, непараллельностью потока на выходе из сопла и трением. Потери на трение составляют около 1% от удельного импульса двигателя. Часть этих потерь можно использовать на придание вращения ракете относительно продольной оси.

Для выдерживания заданной траектории полета ракета оснащается системами регулирования, изменяющими направление действия тяги, создаваемой соплом. В качестве таких систем могут выступать газовые рули, системы вдува газа в закритическую часть сопла, системы гибкого подвеса сопла с рулевыми приводами для отклонения сопла в поперечных направлениях (отклоняемое сопло) и т.д. Такие отклоняемые сопла применяются в баллистических ракетах и используются для управления по тангажу и рысканию. При использовании в ракете односоплового двигателя применение устройств, отклоняющих сопло в поперечных направлениях, не позволяет создать управление по крену (см. Дмитриевский А.А. и др. Движение ракет. Москва, Военное издательство, 1968 г.). Для этой цели двигатель должен иметь несколько сопл, располагающихся относительно оси ракеты по окружности. В этом случае открытие одного или нескольких сопл обеспечит получение управляющей силы необходимой величины и направления. Такие специальные двигатели управления вращением ракеты по крену необходимы для баллистических ракет, оснащенных системой управления на базе гиростабилизированной платформы в трехстепенном кардановом подвесе для того, чтобы предотвратить сложение рамок подвеса гироплатформы из-за вращения ракеты, вызванного, например, эксцентриситетом установки двигателя относительно оси ракеты.

Для ракет с системами управления в четырехстепенном кардановом подвесе допустимо вращение относительно продольной оси, но не более критических скоростей крена, когда начинает сказываться запаздывание в действии органов управления по тангажу и рысканию. С такой системой управления сопла двигателя маршевой ступени ракеты можно использовать для придания ракете вращения относительно продольной оси для устранения влияния эксцентриситета установки двигателя на движение ракеты при условии не превышения критических скоростей вращения (десятки градусов в секунду).

Известны сопла ракетных двигателей, оснащенных ребрами или выступами на внутренней поверхности, которыми создается закрутка выхлопных газов на выходе из камеры сгорания для придания вращения ракете на начальном этапе работы двигателя (см. патенты Великобритании 1 185 656, заявленный 29.3.67, и 1 148 431, опубликованный 12.09.66). Первый патент из указанных изобретений касается щелевых сопел с внутренними ребрами, а в последнем дано описание сопла с дозвуковой частью, имеющей выступы для закрутки выхлопных газов. Последнее изобретение является наиболее близким аналогом и может быть принято в качестве прототипа.

Недостатками прототипа является то, что закрутка ракеты таким соплом обеспечивается только на начальном этапе работы двигателя, так как повышенный по сравнению с гладкой поверхностью эрозионный унос выступов на внутренней поверхности сопла, вызванный воздействием высокотемпературного газового потока, приведет к выравниванию поверхности и прекращению через некоторое время после запуска двигателя закрутки газового потока. Кроме того, такие сопла имеют повышенные потери в удельном импульсе из-за повышенного сопротивления, вызванного значительным выступанием ребер за пределы пограничного слоя.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является придание вращения ракете относительно продольной оси соплом, которое обеспечивает постоянное вращение в течение всего времени работы двигателя и не вызывает повышенные потери удельного импульса.

Согласно изобретению указанная задача решается новой конструкцией расширяющейся сверхзвуковой части сопла, внутренняя теплозащита его сверхзвуковой части выполнена спиралевидной навивкой армирующей ленты, содержащей армирующее волокно, например углеродное или кремнеземное, и связующее, например, из фенолформальдегидной смолы, заполняющее межвитковое пространство спирали, и образует в процессе абляции связующего спиралевидную и выступающую в сверхзвуковой газовый поток шероховатость из армирующего волокна, высотой, меньшей, чем толщина турбулентного пограничного слоя.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где показаны продольный разрез сопла (фиг. 1), спиралевидная навивка армирующей ленты на двух следующих друг за другом ступенях ракеты (фиг.2) и вид сбоку на эти навивки (фиг. 3). На фиг.1 показаны критическая часть 1, раструб или расширяющаяся сверхзвуковая часть 2, шероховатость 3, полученная в процессе изготовления теплозащиты спиралевидной навивкой армирующей ленты и последующей абляции теплозащиты во время работы двигателя. Дозвуковая и критическая части сопла, выполненные из тугоплавких материалов, например вольфрам, углеродуглеродный композиционный материал, имеют гладкую внешнюю поверхность в отличие от патента Великобритании 1 148 431, а расширяющаяся сверхзвуковая часть имеет внутреннюю теплозащиту, выполненную спиралевидной навивкой армирующей ленты, содержащей армирующее волокно, например углеродное или кремнеземное, и связующее, например, из фенолформальдегидной смолы, заполняющее межвитковое пространство спирали, и образующую в процессе абляции связующего спиралевидную и выступающую в сверхзвуковой газовый поток шероховатость из армирующего волокна, высотой, меньшей, чем толщина турбулентного пограничного слоя.

Устройство работает следующим образом: в процессе работы двигателя от воздействия высокотемпературного газового потока связующее теплозащиты испаряется быстрее, чем лента, в результате на поверхности образуется шероховатость, по форме совпадающая с направлением навивки ленты и имеющая некоторую высоту, которая по величине должна быть больше толщины ламинарного подслоя, но не более толщины турбулентного слоя, чтобы не создавать лишние потери сопла на сопротивление. Известно, что это условие описывается формулой 0,25<h/_л<5, где h - высота шероховатости, _л - толщина ламинарного подслоя, в этом случае элементы шероховатости выступают из ламинарного подслоя и вызывают дополнительное сопротивление, пропорциональное числу Рейнольдса Re= U*R/, где U - местная скорость, R - характерный радиус расширяющейся части сопла, - вязкость газа (см. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. Издательство "Наука", Москва, 1976 г.). При меньших значениях высот, чем четвертая часть толщины ламинарного подслоя, "все элементы шероховатости расположены внутри ламинарного подслоя, их обтекание происходит без вихреобразований и шероховатость не оказывает влияния на характеристики турбулентного течения" (см. там же Абрамович Г.Н.). От взаимодействия продуктов горения топлива с гребнями спиралевидной шероховатости пристеночный поток закручивается по направлению навивки армирующей ленты. Результирующая сила реакции на стенке расширяющейся части сопла от аэродинамической силы сопротивления, вызванной шероховатостью, будет направлена перпендикулярно гребням шероховатости, а проекция результирующей силы на поперечную ось раструба будет соответственно уменьшена на синус угла между осью сопла и направлением гребней. Момент сил вращения ракеты определяется интегралом по поверхности раструба от произведения соответствующих проекций результирующих сил сопротивления на местные значения радиуса раструба. Угловое ускорение вращения ракеты равно отношению момента сил вращения на момент инерции ракеты.

Выбором величины угла наклона ленты к образующей раструба можно изменять моменты сил вращения, действующих на ракету так, чтобы они не приводили бы к раскрутке ракеты до скоростей вращения, больших, чем критические скорости.

Если ракета состоит из нескольких ступеней тандемного типа, то для предотвращения достижения критических скоростей вращения направление навивки ленты теплозащиты раструбов сопел двигателей на разных ступенях выполняется в противоположных направлениях, т.е. на одной ступени направление навивки выполнено по часовой стрелке, а на другой ступени - против часовой стрелки. В результате этого скорость вращения ракеты за время работы одной ступени будет компенсироваться вращением, набранным во время работы другой ступени.

Техническим результатом предложенного изобретения является уменьшение массы маршевых ступеней ракеты, увеличение массового совершенства ракетных двигателей и массы полезной нагрузки за счет отказа от двигателей крена. Функция регулирования скорости вращения ракеты относительно продольной оси, которую выполняет двигатель крена, передается соплу двигателя маршевой ступени путем выполнения внутренней теплозащиты раструба спиралевидной навивкой армирующей ленты с некоторым углом наклона к оси сопла. Таким образом, часть потерь в сопле на сопротивление используется для придания ракете вращения.