Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ ТЯГИ СВЕРХЗВУКОВОГО СОПЛА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к способам повышения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для увеличения тяги ракетных и авиационных двигателей.

Известно, что разработка ракетного двигателя, работающего в условиях изменяющего внешнего p_н и (или) внутреннего p_а давления, связана с проблемой оптимизации степени расширения сопла.

Сопло подобного ракетного двигателя имеет максимальную тягу при условии равенства внешнего давления с давлением на срезе сопла, т.е. при переменном внешнем давлении (наземный старт и высотный полет) оптимальное сопло должно иметь переменную степень расширения. Практическая реализация такой схемы идеального сопла приведет к существенному усложнению и утяжелению конструкции. Поэтому степень расширения выбирают из условия минимальных суммарных потерь за все время работы двигателя.

Известно сопло по патенту RU №2273752 (опубл. 10.05.2005), работающее в отмеченных условиях, содержащее в сверхзвуковой части одну или несколько перекрываемых кольцевых щелей. Сверхзвуковая часть сопла выполнена из земного сопла (сопло с максимальной тягой в наземных условиях при давлении р_а=р_н=0,1 МПа) и одного или нескольких сопловых насадков, а указанные щели выполнены в виде радиальных зазоров между срезом земного сопла, срезами сопловых насадков и выходными поверхностями соответствующих насадков, причем насадки подвижны относительно оси земного сопла и соединены с ним механизмом их осевого перемещения.

Недостатки аналога:

- дискретный характер расположения областей воздействия, что снижает плавность регулирования тяги;

- потери тяги сопла, вызванные искажением расчетного профиля при неизбежном появлении осесимметричных уступов по потоку на внутренней поверхности сверхзвукового раструба, после полной раздвижки насадков;

- повышенные масса и габариты конструкции за счет наличия привода раздвижки сопловых насадков;

- повышенная конструктивная и технологическая сложность;

- уменьшение коэффициента надежности двигателя.

Известно сопло с регулируемой высотностью по патенту RU №2322607 (опубл. 20.04.2008). В реактивном сопле, содержащем в сверхзвуковой части одну или несколько кольцевых щелей, перекрываемых секторными заслонками, шарнирно закрепленными по периметру сопла перед каждой щелью, данные щели образованы одним или несколькими сопловыми насадками, жестко соединенными между собой, и земным соплом, а указанные секторные заслонки шарнирно закреплены на внешних поверхностях сопловых насадков и снабжены механизмами их поворота.

Недостатки аналога:

- повышенная конструктивная и технологическая сложность;

- уменьшение коэффициента надежности двигателя;

- повышенные масса и габариты конструкции за счет наличия привода управления секторными заслонками;

- потери тяги, связанные с искажением профиля сопла.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сопло ракетного двигателя с высотной компенсацией по патенту RU №2259496 (опубл. 27.08.2005), в котором сопло ракетного двигателя в концевой части содержит кольцевые ряды отверстий и перекрывающие их заслонки. Кольцевой ряд отверстий охвачен кольцевым торообразным ресивером, сообщающимся с внешней средой с помощью отверстий, на которых установлены заслонки.

К недостаткам прототипа следует отнести: наличие в конструкции клапанного механизма, состоящего из торообразного ресивера и заслонки, изготовленной в виде единой гибкой кольцевой манжеты, используемого для вдува внешней среды во внутренний объем сопла. В результате конструкция соплового блока усложняется, снижается коэффициент надежности ракетоносителя.

Данное техническое решение позволяет осуществлять только вдув внешней среды внутрь сверхзвукового раструба с целью устранения отрицательной составляющей тяги, когда сопло работает в режиме перерасширения (p_а<p_н) на старте в земных условиях, но не позволяет осуществить выдув рабочего тела из раструба в донную область при работе сопла в режиме недорасширения (p_а>p_н) на высотном участке траектории с целью повышения тяги двигателя.

В описанных выше аналогах известных конструкций сопл регулирование высотностью сопла производилось за счет вдува внешней среды во внутренний объем сопла через ряд крупных отверстий или пазов, открытие и закрытие которых обеспечивалось системой сложных по конструкции клапанов или заслонок. Общий недостаток описанных аналогов - дискретный характер расположения областей воздействия, снижает плавность регулирования тяги.

Подобный способ оптимизации тяги сопл неизбежно приведет к увеличению продольных и поперечных размеров (до выхода за мидель ракеты) и весовых характеристик конструкции, что отрицательно скажется на итоговой энергетической эффективности ракетного двигателя.

Задачей настоящего изобретения является повышение среднего по траектории полета удельного импульса двигательной установки летательного аппарата.

Для получения такого технического результата в предлагаемом способе, включающем вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла через систему отверстий и взаимодействие его с рабочим телом, новым является то, что вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла осуществляют в режиме перерасширения при давлении p_а<p_н, а выдув рабочего тела из внутренней полости сопла вовне в донную область в режиме недорасширения при давлении p_а>p_н через концевую часть сопла, выполненную из высокотемпературного газопроницаемого материала с открытой пористостью.

В качестве высокотемпературного газопроницаемого материала с открытой пористостью для изготовления концевой части сверхзвукового сопла используют углерод-углеродный либо керамические композиционные материалы, либо жаропрочный металлический сплав, либо волокнистый и канально-трубчатый материал, которые имеют открытую пористость (проницаемость) 20-30% от наружной площади концевой части сверхзвукового сопла. Предлагаемые материалы позволяют обеспечить равномерный и одинаковый по расходу вдув и выдув рабочего тела.

В предлагаемом способе в соплах со сплошной и постоянно открытой пористостью концевой части сопла нет необходимости в применении дополнительных запорных агрегатов. Продольные размеры и степень расширения сопл задают исходя из некоторой средней точки траектории, а не из максимально допустимой (ограничения по степени перерасширения на старте) по высоте полета для отмеченных аналогов.

Технический результат, достигаемый заявленным изобретением, состоит в повышении среднего по траектории полета удельного импульса ракетного двигателя, в обеспечении равномерного вдува и выдува рабочего тела через проницаемую концевую часть сопла, регулировании высотных характеристик ракетного сопла в режиме перерасширения при давлении p_а<p_н и в режиме недорасширения при давлении p_а>p_н.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами:

на фиг.1 представлено совмещенное сечение сопл с компенсацией потерь тяги на старте в земных условиях (фиг.1, а) и с компенсацией потерь при полете на высотном участке траектории (фиг.1, б); на фиг.2 приведена схема дифференциальной установки; на фиг.3 приведен график компенсации потерь тяги на старте в земных условиях; на фиг.4 приведена схема газодинамической установки и исследуемой модели с истечением струи; на фиг.5 приведен график изменения донного давления в зависимости от степени нерасчетности истекающей струи (М_н=3,8); на фиг.6 приведен график изменения донного давления в зависимости от степени нерасчетности истекающей из сопла струи (М_н=4,8); на фиг.7 приведен график приращения тяги сопла, концевая часть которого выполнена из высокотемпературного газопроницаемого материала с открытой пористостью в зависимости от степени нерасчетности n за счет вдува в донную область при моделировании высотного полета на аэродинамической установке; на фиг.8 приведен график приращения тяги сопла при моделировании высотного полета на дифференциальной газодинамической установке.

Предлагаемый способ поясняется схемой устройства, представленной на фиг.1.

Сверхзвуковое сопло ракетного двигателя 1 с наземной и высотной компенсацией тяги включает непроницаемый участок 2 в начале сверхзвукового сопла и концевую часть 3 сопла, выполненную из высокотемпературного газопроницаемого материала с открытой пористостью (проницаемая концевая часть сопла), неподвижно соединенные между собой.

Предлагаемый способ осуществляется следующим образом.

При старте ракетоносителя с Земли, который осуществляют в условиях нормального атмосферного давления р_н=0,1 МПа, при работе сверхзвукового сопла в режиме перерасширения (p_а<p_н), когда через проницаемую концевую часть 3 сверхзвукового сопла (фиг.1, а) осуществляется вдув внешнего воздуха во внутреннюю полость сопла, вызывая отрыв течения по его внутреннему профилю, где статическое давление меньше атмосферного (р_а<0,1 МПа). При этих условиях обеспечивается расчетный режим течения на непроницаемом участке 2 сверхзвукового сопла (р_а=р_н=0,1 МПа) и устраняется отрицательная составляющая тяги, определяемая по уравнению:

R=G×V+F_a×(p_а-p_н),

где G - массовый расход топлива; V - скорость течения продуктов сгорания; F_a  ^_ площадь в выходном сечении сопла; р_а - давление на срезе сопла; р_н - давление внешней среды.

Далее, по мере набора высоты Н и скорости полета (M_h>1) давление внешней среды (р_н) постепенно снижается. После того как статическое давление на выходе из непроницаемого участка 2 сверхзвукового сопла (фиг.1, б) превысит давление внешней среды (p_а>p_н) над входом в проницаемую концевую часть 3 сверхзвукового сопла (фиг.1, б), осуществляется естественный выдув рабочего тела из внутренней полости в полузамкнутую донную область в кормовой части ракетоносителя, что приводит к росту донного давления р_д и увеличению суммарной тяги двигателя.

При достижении определенной высоты полета выдув рабочего тела из внутренней полости сопла происходит практически через всю проницаемую поверхность концевой части 3 сопла (расход рабочего тела G_выд.~3%).

Пример экспериментальных исследований, проведенных для режимов вдува и выдува с проницаемой концевой частью, которая выполнена из высокотемпературного газопроницаемого углерод-углеродного композиционного материала с открытой пористостью 20-30%.

Проницаемая концевая часть сопла может быть выполнена из других высокотемпературных газопроницаемых материалов, в том числе керамического композиционного материала, жаропрочного металлического сплава, волокнистого и канально-трубчатого материала.

Размер проницаемой концевой части определяется координатой поперечного сечения внутреннего профиля сопла, где статическое давление р_ст.i для заданных начальных условий (М_а, р_фк.) равно атмосферному (р_ст.i=0,1 МПа).

Влияние вдува внешней среды на тягу сопла при старте подтверждено экспериментальными исследованиями, проведенными на дифференциальной установке (фиг.2) с использованием крупномасштабных моделей сопла с проницаемой концевой частью и на газодинамической установке (фиг.4), моделирующей высотный полет ракетоносителя.

Экспериментальные исследования, проведенные на дифференциальной установке (фиг.2) с использованием крупномасштабных моделей сопл с проницаемой концевой частью, где в качестве рабочего тела применяли холодный воздух высокого давления (κ=1,4, Т^*=273 K, p_фк.=0,1-4 МПа).

Результаты опытных продувок противостоящих базового непроницаемого 4 сопла и исследуемого сопла с проницаемой концевой частью 5 представлены на фиг.3. Опытная кривая II отображает изменения величины относительной разности импульсов % между одинаковыми непроницаемыми соплами в тестовом эксперименте при варьировании давления в форкамере установки. Опытная кривая I отмечает величины приращения импульса % исследуемого сопла с проницаемой концевой частью 5 сопла по отношению к базовому непроницаемому 4 при варьировании давления в форкамере р_фк.

На графике фиг.3 показано, что максимальная величина приращения импульса в экспериментах на холодном воздухе составляет порядка 4%, для сопел с числом Маха в выходном сечении М_а=3 и степенью нерасчетности течения n=0.28 (р_фк.=1,0 МПа). Участок кривой I, отражающий потери импульса сопла с проницаемой концевой части 5, существует только при работе сопла в режиме недорасширения (р_фк.>2,0 МПа) в условиях Земли.

Эксперименты по определению влияния выдува рабочего тела из проточного объема сопла на давление в донной области проводились на газодинамической установке (фиг.4), моделирующей высотный полет ракетоносителя (М_н=3,8-4,8) при работающем сверхзвуковом сопле с использованием холодного воздуха (М_а.с=3 - число Маха на выходе из сопла модели ракетоносителя, р_ф.к.с.≤4 МПа - давление в форкамере модели ракетоносителя), где 8 - модель ракетоносителя, 9 - модель сопла с проницаемой концевой частью, 10 - сменные сопла, обеспечивающие варьирование числа Маха набегающего потока М_н. Результаты экспериментальных исследований для числа Маха набегающего потока (М_н=3,8) представлены на фиг.5, где кривая III демонстрирует изменение относительного донного давления непроницаемого, а кривая IV сопла с проницаемой концевой частью 10 при варьировании степени нерасчетности n=p_а/p_н истекающей струи.

Как видим, опытные данные подтверждают высказанные ранее предположения об увеличении донного давления за счет выдува рабочего тела при работе сопла в режиме недорасширения.

Для режима, когда выдув рабочего тела в донную область происходит по всей проницаемой концевой части сопла для условий (М_н=4,8; n>15), как показывают опытные данные, давление в донной области превышает давление наружной среды (р_д>р_н). На фиг.6 показаны: кривая VI - давление в донной области для проницаемого сопла, а кривая V - давление в донной области для непроницаемого сопла, возникает так называемый эффект ″донной тяги″, в результате чего суммарная тяга двигателя увеличивается.

На графике фиг.7 представлены результаты расчета (по известным одномерным соотношениям) приращения тяги сопла с проницаемой концевой частью относительно непроницаемого при варьировании числа Маха набегающего потока (моделирование высоты полета) для вышеописанных режимов выдува.

Как видим, приращение тяги сопла с проницаемой концевой частью (альтернативная реализация избыточного давления на выходе из сопла, работающего в режиме недорасширения) с использованием холодного воздуха составляет порядка полутора процента. Имеются опытные данные [Баев В.К., Гаранин А.Ф., Третьяков П.К. Исследование структуры течения за осесимметричным телом, обтекаемым сверхзвуковым потоком, при вдуве инертных и реагирующих газов // Физика горения и взрыва. 1975. №6. С.107-112] и других авторов, демонстрирующие как минимум двукратное увеличение приращения тяги при использовании высокотемпературных продуктов сгорания топлива. В отмеченной работе вдув в донную область продуктов сгорания осуществляется из газогенератора, установленного на торцевой донной поверхности осесимметричного тела с коническим обтекателем.

Для подтверждения приведенных выше опытных данных и результатов их обработки по выдуву рабочего тела в донную область были проведены дополнительные экспериментальные исследования на дифференциальной установке, представленной на фиг.2, которая позволяет непосредственно измерить изменение импульса Δ сопла с проницаемой концевой частью. Необходимые для проведения экспериментов внешние условия (моделирование высотного полета с пониженным наружным давлением) можно задать, установив кормовые эжекторы 6 и 7 над базовым непроницаемым 4 соплом и исследуемым соплом с проницаемой концевой частью 5.

Результаты экспериментальных исследований приведены на графике фиг.8. Эталонная кривая VII отмечает практически нулевую разность импульсов между базовым непроницаемым 4 и исследуемым соплом с проницаемой концевой частью 5 с закрытой проницаемой поверхностью в заданных пределах варьирования давления в форкамере установки. Конструктивные различия между базовым и исследуемым соплами минимальны.

Опытная кривая VIII демонстрирует приращение импульса исследуемого сопла с проницаемой концевой частью 5 на +2,3%, если проницаемая поверхность концевой части сопла открыта. Вдув в полузамкнутую донную область кормового эжектора 7 из сопла с проницаемой концевой частью 5, работающего в режиме недорасширения, обеспечивает повышение донного давления и увеличение (использование не реализуемого давления) суммарной тяги.

Таким образом, предлагаемое изобретение обеспечивает возможность увеличения полезного груза, выводимого на Орбиту, или дальности полета летательного аппарата за счет прироста тяги ракетного двигателя, что, несомненно, дает экономический эффект.

Изобретение может найти применение в ракетной технике, в частности в однокамерных и многокамерных РДТТ (ЖРД) первых (вторых) ступеней ракет.