маршевая многокамерная двигательная установка с сопловым насадком (варианты)

Формула изобретения

1. Маршевая многокамерная двигательная установка с сопловым насадком, снабженная силовым элементом, отличающаяся тем, что насадок выполнен двухпозиционным и имеет форму стакана, донная часть которого снабжена отверстиями для сопел, установленных с кольцевыми зазорами, при этом насадок, охватывающий сопла, установлен на силовом элементе с возможностью его продольного перемещения из транспортной позиции, при которой срез насадка расположен выше или на уровне среза сопел, в рабочую позицию, при которой срез насадка выступает за срез сопел на длину

где L - длина выступающего за срез сопла насадка;

D_нас - внутренний диаметр насадка у среза сопла;

D_a - диаметр среза сопла;

n - число сопел.

2. Маршевая многокамерная двигательная установка с сопловым насадком, снабженная силовым элементом, отличающаяся тем, что насадок выполнен двухпозиционным и имеет форму стакана с выдвижной боковой поверхностью, например, в виде телескопических секций, донная часть стакана снабжена отверстиями для сопел, установленных с кольцевыми зазорами, при этом насадок, охватывающий сопла, установлен на силовом элементе с возможностью продольного перемещения его выдвижной боковой поверхности из транспортной позиции, при которой срез насадка расположен выше или на уровне среза сопел, в рабочую позицию, при которой срез насадка выступает за срез сопел на длину

где L - длина выступающего за срез сопла насадка;

D_c - внутренний диаметр секции насадка, примыкающей к его донной части;

D_a - диметр среза сопла;

n - число сопел.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании и модернизации маршевых многокамерных двигательных установок.

Известны многокамерные жидкостные ракетные двигательные установки, применяемые в ракетах-носителях "Протон", "Союз" [каталог «Оружие России», том VI, ЗАО «Военный парад», Россия-Москва, 1996-1997, стр. 542-544, 607, 611].

Известна конструкция камеры маршевого четырехкамерного двигателя III ступени, снабженного высотным сопловым насадком, образующим излом контура сопла [патент RU №2175398]. Использование стационарного общего соплового насадка, соединенного с соплами, имеет следующие недостатки:

- невозможность осуществления поворота камер ЖРД для обеспечения управления вектором тяги;

- увеличение габаритов и массы межступенчатого отсека для размещения общего соплового насадка.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение тяги двигательной установки при незначительном увеличении ее стоимости и массы и сохранении габаритов ракеты-носителя (РН), а также обеспечение управления вектором тяги.

Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении тяги, создаваемой многокамерными двигательными установками, путем создания областей с повышенным давлением, образующихся при взаимодействии выхлопных струй двигателя со стенками насадка.

Применение предлагаемых сопловых насадков особенно эффективно для высотных ступеней РН.

Достижение заявленного технического результата решается двумя вариантами конструкции маршевой многокамерной двигательной установки (ММДУ) с сопловым насадком.

Первый вариант конструкции представляет собой маршевую многокамерную двигательную установку с сопловым насадком, снабженную силовым элементом, при этом насадок выполнен двухпозиционным и имеет форму стакана, донная часть которого снабжена отверстиями для сопел, установленных с кольцевыми зазорами. При этом насадок охватывает сопла и установлен на силовом элементе с возможностью продольного перемещения насадка из транспортной позиции, при которой срез насадка расположен выше или на уровне среза сопел, в рабочую позицию, при которой срез насадка выступает за срез сопел на длину

где L - длина выступающего за срез сопла насадка;

D_нас - внутренний диаметр насадка у среза сопла;

D_a - диметр среза сопла;

n - число сопел.

Второй вариант конструкции отличается от первого варианта тем, что маршевая многокамерная двигательная установка с сопловым насадком, снабженная силовым элементом, в ней насадок имеет форму стакана с выдвижной боковой поверхностью, например, в виде телескопических секций. При переводе насадка из транспортной позиции в рабочую он выступает за срез сопел на длину

где L - длина выступающего за срез сопла насадка;

D_c - внутренний диаметр секции насадка, примыкающей к его донной части;

D_a - диаметр среза сопла;

n - число сопел.

Кольцевые зазоры, с которыми установлены сопла, в любом из вариантов конструкции насадка могут быть закрыты эластичной манжетой.

Предлагаемые изобретения отличаются от известных технических решений выполнением насадка двухпозиционным: в транспортной позиции насадок находится внутри двигательного отсека высотных ступеней ракеты-носителя и в рабочей позиции, когда насадок выдвинут за срез сопла двигательной установки. Длина выступающей части насадка (L) выбирается из условия попадания струи продуктов сгорания на кромку выходного сечения насадка, при этом L в первом варианте исполнения изобретения определяется как где D_нас - внутренний диаметр насадка у среза сопла, D_a - диаметр среза сопла, n - число сопел в двигательной установке, а во втором варианте - где D_c - внутренний диаметр секции насадка, примыкающей к его донной части у среза сопла. При работе двигательной установки истекающие из сопел выхлопные струи, попадая на концевую часть насадка, образуют замкнутую донную область, в которую поступают продукты сгорания, подаваемые возвратными течениями, существующими в зоне "прилипания" струй на кромку насадка. При этом давление в указанной области повышается. Равнодействующая сила давления, действующих на донную часть насадка, создает дополнительную тягу двигательной установки.

Кольцевые зазоры между соплами двигательной установки и донной частью насадка позволяют осуществлять поворот камер двигательной установки для управления вектором тяги. Величина кольцевого зазора выбирается исходя из максимального угла поворота камеры сгорания. Для исключения перетекания горячих газов из донной области через кольцевые зазоры они могут быть закрыты эластичными манжетами.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 представлена четырехкамерная двигательная установка с насадком в транспортной и рабочей (показана пунктиром) позициях (первый вариант изобретения).

На фиг.2 - вид А.

На фиг.3 представлена четырехкамерная двигательная установка с вариантом насадка с телескопическими секциями в транспортной и рабочей (показана пунктиром) позициях (второй вариант изобретения).

На фиг.4 - вид А.

На фиг.1 представлена двигательная установка, состоящая из камер ЖРД 1, двухпозиционного насадка 2, выполненного в форме стакана, донная часть 3 которого снабжена отверстиями 4 для сопел 5. Насадок установлен на силовом элементе 6 и переводится из транспортной позиции в рабочую системой выдвижения 7.

Устройство работает следующим образом.

При отделении отработавшей ступени ракеты-носителя подается команда на систему выдвижения 7, которая перемещает насадок из транспортной позиции в рабочую позицию. Затем производится зажигание камер ЖРД 1.

Двухпозиционный насадок к двигательной установке, изображенной на фиг.3, состоит из неподвижной донной части 8, размещенной вблизи выходного сечения сопел, и боковой поверхности, выполненной в виде телескопических секций 9 и приводимой в рабочую позицию системой 10 выдвижения насадка.

При отделении отработавшей ступени ракеты-носителя подается команда на систему 10 выдвижения насадка, которая перемещает телескопические секции 9 насадка из транспортной позиции в рабочую. Газодинамические процессы, протекающие в донной области насадка при осуществлении изобретения по этому варианту, аналогичны процессам, происходящим в первом варианте и описанным выше.

В настоящее время осуществляется экспериментальная отработка предлагаемых вариантов конструкции насадка применительно к современным ракетам-носителям.

Проведенная оценка эффективности использования изобретения показала возможность увеличения тяги маршевой многокамерной двигательной установки до 3%.