Результат интеллектуальной деятельности: Двигательная установка ракеты-носителя со штыревым соплом

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании (модернизации) двигательной установки (ДУ) ракеты-носителя (РН).

Известна двигательная установка I-й ступени ракеты-носителя, установленная на ракете-носителе «Н1» и состоящая из 30-ти однокамерных двигателей НК-33. При этом 24 двигателя НК-33 расположены по периметру на торце ракеты-носителя «Н1», а 6 таких же двигателей - по центру торца РН «Н1» (Первушин А.И. «Битва за звезды - 2. Космическое противостояние», Издательство АСТ, 2004 г., стр. 66-72).

Ракета-носитель «Н1» имела длину - 105,3 м. и диаметр - 17 м. Двигатель НК-33 развивала тягу - 154 тонн при давлении в камере сгорания Рк=14,83 МПа и давлении на срезе земного сопла Лаваля Ра = 0,06 МПа.

Недостатком такого технического решения является то, что каждый двигатель НК-33 оснащен земным соплом Лаваля, которое, как известно, развивает максимальную тягу только тогда, когда давление струи газа на срезе сопла сравняется с атмосферным, которое, в свою очередь, является переменным по высоте полета ракеты-носителя (от 0,1 МПа - до 0 МПа). Таким образом, такое земное сопло Лаваля двигателя НК 33 ДУ I-й ступени РН «Н1» при работе в плотных слоях атмосферы (на старте ракеты-носителя) практически работает на нерасчетных режимах, то есть имеет существенные потери тяги.

Кроме того, другим недостатком такого технического решения является появление при работе 24-х двигателей отрицательного донного давления на корме ракеты-носителя «Н1», вызванное большим ее миделем (диаметр РН «Н1» - 17 метров). При старте ракеты-носителя «Н1» с Земли во время работы 24-х двигателей, расположенных по окружности, происходит за счет эжекции унос сверхзвуковыми струями газа воздуха, находящегося за кормой РН (в объеме между земными соплами Лаваля, расположенными по периметру ДУ I-й ступени РН), в результате чего за кормой происходит резкое снижение давления, что приводит к заметным потерям тяги.

Известна также двигательная установка I-й ступени ракеты-носителя, состоящая из 36-ти однокамерных двигателей (Gerald Hagemann, Hans Immich, Thong Van Nguyen, Gennady E. Dumnov «Advanced Rocket Nozzles». Журнал “Journal of Propulsion and Power”. Vol. 14, No. 5, 1998, стр. 627,), принятая за наиболее близкий аналог.

Недостатком такой схемы двигательной установки является то, что однокамерные двигатели установлены по периметру и параллельно оси высотного насадка, выполненного в виде усеченного конуса, в результате чего сверхзвуковые струи, истекающие из сверхзвуковых сопел, не смешиваются при течении на поверхности усеченного конуса высотного насадка, а создают дополнительные потери тяги из-за возникновения трения между собой при столкновении сверхзвуковых струй.

Целью предлагаемого изобретения является повышение эффективности работы ДУ I-й ступени РН, у которой двигатели расположены по ее периметру.

Цель достигается тем, что двигательная установка I-й ступени ракеты-носителя (РН), состоящая из двух и более жидкостных ракетных двигателей, каждый из которых оснащен камерой сгорания, при этом жидкостные ракетные двигатели установлены по периметру и параллельно оси высотного насадка, выполненного в виде усеченного конуса, согласно изобретению, двигательная установка I-й ступени РН снабжена штыревым соплом с круглым центральным телом, выполненным в виде усеченного конуса, по периметру основания которого установлена торовая камера, а между обечайкой торовой камеры и круглым центральным телом выполнена узкая кольцевая щель, при этом к торовой камере штыревого сопла соосно с ней пристыкованы камеры сгорания всех жидкостных ракетных двигателей, расположенных по периметру ДУ I-й ступени РН.

Поставленная цель достигается также тем, что у двигательной установки I-й ступени РН по п.1, согласно изобретению, внутри круглого центрального тела штыревого сопла, выполненного в виде усеченного конуса, дополнительно установлен соосно с ним двигатель с камерой сгорания и соплом Лаваля, при этом выходное сечение сопла Лаваля установлено заподлицо с торцом усеченного конуса.

На фиг. 1 ДУ I-й ступени РН «Н1».

На фиг. 2 Сопловой блок, состоящий из 36-ти двигателей I-й ступени,

расположенных по периметру высотного насадка.

На фиг. 3 Схема ДУ I-й ступени РН, снабженная штыревым соплом.

На фиг. 4 Схема ДУ I-й ступени РН, снабженная штыревым соплом,

внутри которого установлен ракетный двигатель.

Ракета-носитель 1 сдержит на своей I-й ступени двигательную установку 2, состоящую из двух и более жидкостных ракетных двигателей 3, установленных соосно с ней и на ее торце по периметру, согласно изобретению, двигательная установка 2 снабжена штыревым соплом с круглым центральным телом 4, выполненным в виде усеченного конуса, по периметру основания которого установлена торовая камера 5, а между обечайкой торовой камеры 5 и круглым центральным телом 4 организована узкая кольцевая щель 6. При этом к торовой камере 5 круглого центрального тела 4 соосно с торовой камерой 5 и параллельно оси круглого центрального тела 4 пристыкованы камеры сгорания 7 (без круглых сопел 8, которые ранее были в прототипе) всех жидкостных ракетных двигателей 3.

Кроме того, внутри круглого центрального тела 4 штыревого сопла двигательной установки 2, выполненного в виде усеченного конуса, согласно изобретению, дополнительно установлен соосно с ним двигатель 9 с камерой сгорания и соплом Лаваля, при этом выходное сечение круглого сопла Лаваля установлено заподлицо с торцом усеченного конуса.

Заявляемая двигательная установка ракеты-носителя со штыревым соплом работает следующим образом.

Так как у камер сгорания 7 жидкостных ракетных двигателей в отличие от прототипа отсутствуют круглые сопла 8, которые были у прототипа, то продукты сгорания компонент топлива из камер сгорания 7 втекают в торовую камеру 5 со скоростью меньше звуковой, в результате чего в ней легко происходит перемешивание струй. Затем струя газа из торовой камеры 5 истекает единым сплошным потоком через узкую кольцевую щель 6 со звуковой скоростью. На криволинейном контуре круглого центрального тела (в штыревом сопле) 4 происходит свободное расширение и ускорение единой сверхзвуковой струи газа, а на кромке узкой кольцевой щели 6 торовой камеры 5 происходит разворот потока (возникает течение Прандтля - Майера) до тех пор, пока давление потока газа на внешней границе свободной струи не сравняется с атмосферным.

Таким образом, в штыревом сопле сверхзвуковая струя с одной стороны ограничивается твердой стенкой круглого центрального тела, а с другой - внешней граничной линией тока (атмосферным давлением), в результате чего штыревое сопло всегда работает на расчетном режиме, то есть во время его работы в плотных слоях атмосферы и в условиях переменного атмосферного давления на срезе такого сопла давление газа всегда равно атмосферному.

Благодаря тому, что сопло с круглым центральным телом, которым снабжена двигательная установка I-й ступени, полностью занимает заднюю стенку ракеты-носителя, то на ее кромке (в донной ее области) не возникает- отрицательного давления, вследствие чего отсутствуют и потери тяги.

На корме круглого центрального тела из-за его выполнения в виде усеченного конуса возникает отрицательное донное давление. С целью снижения потерь тяги из-за возникновения отрицательного давления внутри круглого центрального тела соосно с ней может быть установлен ракетный двигатель 9. При этом выходное сечение круглого сопла Лаваля, которым снабжен ракетный двигатель, установлено заподлицо с торцом усеченного конуса круглого центрального тела штыревого сопла.

Благодаря работе ракетного двигателя 9, во время работы камер сгорания 7, расположенных по периметру круглого центрального тела 4 штыревого сопла, не возникает отрицательного донного давления, в результате чего снижаются потери тяги. Кроме того, ракетный двигатель 9 можно использовать в космосе для маневрирования корабля, а также как тормозной двигатель вблизи Земли при спасании 1-й ступени ракеты путем ее возвращения на Землю.

Штыревое сопло можно использовать и для ДУ II-й ступени РН в случае, когда она начинает работать со старта на Земле, а также для ДУ III-ей ступени РН для уменьшения продольных габаритов ДУ с высотным соплом Лаваля, у которого сверхзвуковая его часть получается слишком длинной.

Использование изобретения позволяет повысить эффективность работы двигательной установки I-й ступени РН, состоящей из двух и более жидкостных ракетных двигателей, расположенных по окружности и снабженных общим соплом с круглым центральным телом, выполненным в виде усеченного конуса, что дает возможность увеличить полезный груз или дальность полета ракеты-носителя, что, в свою очередь, приводит к положительному экономическому эффекту.