Результат интеллектуальной деятельности: Штыревое сопло

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей.

Известно комбинированное сопло, состоящее из круглого центрального тела, выполненного в виде штыря, по периметру основания которого установлена торовая камера, а между обечайкой торовой камеры и круглым центральным телом организована узкая кольцевая щель. При этом торовая камера снабжена цилиндрическими камерами сгорания ракетного двигателя, установленными на глухом её торце и соосно с центральным круглым телом сопла (Патент РФ на полезную модель № 104248, F02K 1/00, 2010 г.).

Недостатком такого технического решения является то, что в известном сопле стенки узкой кольцевой щели повернуты по отношению к оси центрального тела на небольшой угол, в результате чего стенка круглого центрального тела препятствует полному расширению сверхзвуковой струи, вследствие чего ракетный двигатель не разовьет максимальную тягу.

Известно также сопло с центральным телом (штыревое сопло), принятое за наиболее близкий прототип, состоящее из круглого центрального тела, выполненного в виде штыря, по периметру основания которого установлена торовая камера, а между обечайкой торовой камеры и круглым центральным телом организована узкая кольцевая щель (Под ред. Кудрявцева В.М. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М. Высшая школа, 1993 г., том 1, стр. 370 - 379).

Недостатком такой схемы штыревого сопла является то, что криволинейный контур круглого центрального тела является продолжением стенки узкой кольцевой щели (без излома контура), вследствие чего возникают потери тяги из-за недостаточного разворота потока газа при истечении из узкой кольцевой щели.

Задачей предлагаемого изобретения, на решение которого направлено заявленное техническое решение, заключается в повышении эффективности работы штыревого сопла ракетного двигателя путем организации излома контура в месте сочленения криволинейного контура центрального его тела и стенки узкой кольцевой щели, что обеспечивает беспрепятственное, свободное расширение струи газа.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявляемого изобретения, является повышение эффективности работы ракетного двигателя, за счет того, что штыревое сопло всегда работает на расчетном режиме.

Поставленная задача решается тем, что в штыревом сопле, характеризующемся тем, что оно включает круглое центральное тело, выполненное в виде штыря, по периметру основания которого установлена торовая камера, которая снабжена по всему своему периметру камерами сгорания жидкостного ракетного двигателя, установленными на её торце и параллельно оси круглого центрального тела, а между обечайкой торовой камеры и круглым центральным телом организована узкая кольцевая щель, при этом контур круглого центрального тела спрофилирован параболой, построенной между 2-мя касательными, 1-ая из которых проведена в месте сочленения контура круглого центрального тела и узкой кольцевой щели под углом наклона относительно оси круглого центрального тела β_пред= 180 ψ(λ)/π, где ψ(λ) - газодинамическая функция, которая определяется по формуле:

(здесь - коэффициент скорости, определяемый степенью расширения потока в сопле; k - коэффициент адиабаты; р_а - давление газа на срезе сопла; р_k - давление в камере сгорания), а 2-ая касательная - на срезе сопла под углом от β_а= 0°÷20° относительно оси круглого центрального тела, при этом в месте сочленения криволинейного контура круглого центрального тела и стенки кольцевой щели образован излом контура путем поворота стенок узкой кольцевой щели тора в сторону, противоположенную направлению наклона 1-ой касательной, на угол α=(0,25÷0,5)ψ(λ) относительно перпендикуляра, установленного в месте излома контура круглого центрального тела.

Сущность изобретения поясняется фигурами, где:

На фиг. 1 Схема штыревого сопла с изломом контура

На фиг. 2 Схема свободно расширяющегося течения струи газа

На фиг. 3 Схема радиального течения газа в коническом сопле

На фиг. 4 Схема профиля штыревого сопла без излома контура

На фиг. 5 Картина течения газовой струи на криволинейном контуре штыревого сопла на земле при р_а = 0.1 МПа;

На фиг. 6 Картина течения газовой струи на криволинейном контуре штыревого сопла на высоте при р_а = 0.01 МПа;

На фиг. 7 Картина течения газовой струи на криволинейном контуре штыревого сопла в космосе при р_а = 0.001 МПа.

Предлагаемое штыревое сопло сдержит круглое центральное тело 1, выполненное в виде штыря и спрофилированное по параболе. По периметру его основания установлена торовая камера 2, а между торовой камерой 2 и круглым центральным телом 1 организована узкая кольцевая щель 3.

Торовая камера 2 снабжена также по всему своему периметру камерами сгорания 4 жидкостного ракетного двигателя, установленными на её торце и параллельно оси круглого центрального тела 1. Так как камеры сгорания 4 не содержат сверхзвуковых сопел, то продукты сгорания (поток газа) не разгоняются, а спокойно перетекают в торовую камеру 2 без потерь давления. Поэтому при расчётах определения угла наклона вектора скорости давление в камерах сгорания 4 вполне можно принять за давление в торовой камере 2.

При этом контур круглого центрального тела 1 спрофилирован параболой, построенной между 2-мя касательными, 1-ая из которых проведена в месте сочленения контура круглого центрального тела 1 и узкой кольцевой щели 3 под углом наклона относительно оси круглого центрального тела β_пред= 180 ψ(λ)/π, где ψ(λ) - газодинамическая функция, которая определяется по формуле:

(здесь - коэффициент скорости, определяемый степенью расширения потока в сопле; k - коэффициент адиабаты; р_а - давление газа на срезе сопла; р_k - давление в камере сгорания).

2-ая касательная проведена на срезе сопла под углом от β_а= 0°÷20° относительно оси круглого центрального тела 1.

При этом в месте сочленения криволинейного контура круглого центрального тела 1 и стенки кольцевой щели 3 образован излом контура путем поворота стенок узкой кольцевой щели 3 в сторону, противоположенную направлению наклона 1-ой касательной, на угол α=(0,25÷0,5)ψ(λ) относительно перпендикуляра, установленного в месте излома контура центрального тела 1.

С другой стороны, угол α=(0,25÷0,5)ψ(λ) - это предельный угол отклонения потока газа в круглом звуковом сопле при свободном расширении струи газа. Наиболее интенсивное ускорение струи бывает в потоке при свободном расширении, так как струя имеет возможность расширять своё сечение с максимальной интенсивностью, поскольку этому ничто не мешает - темп расширения определяется только природой самого течения (фиг. 2).

Излом криволинейного контура центрального тела 1 связан с тем, что при свободном истечении струи газа из звукового кольцевого сопла 3 на криволинейный контур центрального тела 1 устанавливается за изломом контура сперва радиальное течение (фиг. 3), а затем на криволинейной стенке круглого центрального тела 1 - течение плоского потока газа.

Как известно, радиальное течение характеризуется тем, что все линии тока в сверхзвуковой части круглого конического сопла являются прямыми линиями, выходящими из одной точки на его оси (фиг. 3). В этом случае предельный угол отклонения потока газа за срезом сопла составляет α=(0,25÷0,5)ψ(λ). Поэтому истечение из кольцевой щели 3 струи газа на криволинейный контур центрального тела 1 на начальном этапе можно принять как радиальное течение.

Следовательно, при проектировании штыревого сопла с целью соблюдения за изломом контура радиального течения струи угол отклонения кольцевой щели 3 после излома должен составить α=(0,25÷0,5)ψ(λ) относительно перпендикуляра, установленного в месте излома контура круглого центрального тела 1.

При угле отклонения кольцевой щели α<0,25ψ(λ), струи газа из-за недостаточного их разворота будут бить в криволинейную стенку центрального тела, в результате чего поток будет тормозиться и двигатель не достигнет расчётной мощности.

При угле отклонения кольцевой щели α>0,5ψ(λ), струи газа из-за того, что предельное отклонение свободной струи газа меньше угла отклонения кольцевой щели на изломе, т.е. [β_пред=ψ(λ)] < [α=0,5ψ(λ)], то за изломом контура поток газа не пристанет к криволинейной стенке, в результате чего произойдет отрыв потока, что тоже создаст существенные потери тяги.

Для построения параболы - криволинейного контура круглого центрального тела 1 проводится 1-ая касательная в точке совмещения стенок круглого центрального тела 1 и узкой кольцевой щели 3, которая наклонена относительно оси круглого центрального тела 1 на угол наклона вектора скорости β_пред= ψ(λ), возникающего при течении плоского потока газа.

2-ая касательная, необходимая для построения параболы, проводится на срезе сопла под углом от β_а= 0°÷20° относительно оси центрального тела.

При величине угла раствора на срезе сопла β_а > 20° потери тяги будут велики из-за рассеяния потока газа.

Заявляемое штыревое сопло работает следующим образом.

Продукты сгорания компонент топлива из камер сгорания 4 ракетного двигателя втекают со скоростью меньше звуковой в торовую камеру 2. Так как скорости струй газа меньше звуковой, в торовой камере 2 легко происходит их перемешивание. Затем струя газа из торовой камеры 2 истекает единым сплошным потоком через узкую кольцевую щель 3 со сверхзвуковой скоростью.

Так как стенки узкой кольцевой щели 3 повернуты по отношению к перпендикуляру, установленному в точке совмещения стенок круглого центрального тела 1 и узкой кольцевой щели 3, под углом α=(0,25÷0,5)ψ(λ) относительно перпендикуляра, установленного в месте излома контура круглого центрального тела, то на изломе контура (в месте сочленения круглого центрального тела 1 и стенки кольцевой щели 3) произойдёт разворот потока. В этом случае на криволинейном контуре центрального круглого тела 1 произойдёт свободное расширение и ускорение единой сверхзвуковой струи газа, а на кромке внешней стенки узкой кольцевой щели 3 торовой камеры 2 произойдёт разворот потока (возникнет течение Прандтля-Майера - в веере волн разрежения) в угловой точке поток расширяется, увеличивая скорость, и одновременно поворачивается на угол α=(0,25÷0,5)ψ(λ).

При этом разворот потока газа будет происходить до тех пор, пока давление газа на внешней границе свободной струи не сравняется с атмосферным. Таким образом, в штыревом сопле сверхзвуковая струя с одной стороны ограничивается твердой стенкой центрального тела, а с другой - внешней граничной линией тока (атмосферным давлением), в результате чего штыревое сопло всегда работает на расчетном режиме.

В предлагаемом изобретении торовая камера используется как ресивер для накопления продуктов сгорания топлива, в ней не происходит горение компонент топлива. Поэтому в торовой камере не возникает высокочастотных колебаний давления газа и связанные с ними разрушения камеры сгорания.

Результаты расчётов течения газа в штыревом сопле при давлении в торо-вой камере р_тор = 10 МПа, давлении на срезе сопла р_а = 0,02 МПа, коэффициенте адиабаты к = 1.16 и коэффициенте скорости λ = 2,52 подтвердили способность автоматического регулирования высотности такого сопла при его работе на всех высотах полета ракеты-носителя, а также безотрывное течение газа на криволинейном контуре центрального тела сопла.

Благодаря повороту стенок узкой кольцевой щели (критического сечения) на предельный угол отклонения газового потока, который изменяется в зависимости от заданного перепада давления р_к/р_а, достигается максимальная скорость истечения струи газа из сопла, в результате чего повышается эффективность работы ракетного двигателя.

Использование изобретения позволяет повысить эффективность работы ракетного двигателя за счет поворота стенок узкой кольцевой щели на оптимальный предельный угол, что дает возможность увеличить полезный груз или дальность полета летательного аппарата, что в свою очередь дает положительный экономический эффект.