Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ВЫСОТНОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ПЕРЕРАСШИРЕННОГО РЕАКТИВНОГО СОПЛА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ ВЫСОТНОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ПЕРЕРАСШИРЕННОГО РЕАКТИВНОГО СОПЛА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

СПОСОБ ВЫСОТНОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ПЕРЕРАСШИРЕННОГО РЕАКТИВНОГО СОПЛА ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к ракетной технике. Производят отрыв сверхзвукового газового потока от стенки сопла путем осуществляемого в определенной последовательности взаимодействия потока с расположенным на стенке механическим препятствием и с вторичным рабочим телом, вводимым в основной газовый поток в месте перед препятствием; первоначально используют его, а после завершения запуска двигателя подают вторичное рабочее тело, в процессе его расходования удаляют механическое препятствие. Технический результат состоит в повышении удельного импульса тяги ракетного двигателя при гарантии его надежного запуска, целостности конструкции и повторяемости рабочих характеристик. 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2164618
Класс(ы) патента: F02K9/97
Номер заявки: 99127098/06
Дата подачи заявки: 28.12.1999
Дата публикации: 27.03.2001
Заявитель(и): Прищепа Владимир Иосифович
Автор(ы): Прищепа В.И.
Патентообладатель(и): Прищепа Владимир Иосифович
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к реактивным соплам, применяемым в ракетных двигателях (РД).
Реактивное сопло является функциональной частью тяговой камеры РД, включающей также камеру сгорания. Образующиеся в ней газообразные продукты сгорания топлива расширяются в реактивном сопле от первоначального давления pк (давление в камере сгорания) до выходного давления pа, разгоняясь при этом до сверхзвуковой скорости Wа:

где Tк - температура газа в камере сгорания, град. K;
μ - молекулярная масса;
λ = (n - 1)/n,
где n - средний показатель изоэнтропы расширения газа в сопле (находится в пределах 1,1 - 1,3).
Значения Tк, μ , n определяются главным образом составом ракетного топлива.
Тяга камеры РД, то есть равнодействующая всех внутренних и внешних сил давления на стенки этого агрегата, связана с параметром Wа формулой:
P = mWа + Fа(pа - pн),
где m - масса топлива, расходуемого через камеру в 1 с;
Fа - площадь выходного сечения сопла;
pн - наружное давление.
Наряду с тягой, характеризующей масштаб РД, первостепенным параметром для РД является удельный импульс тяги Iу, который определяется как отношение P/m. Параметр Iу характеризует экономичность РД и определяет в итоге необходимый запас топлива на борту ракетного летательного аппарата. При работе сопла в расчетном режиме, то есть в условиях pа = pн, удельный импульс тяги численно равен скорости реактивной струи и является максимальным для данного, конкретного значения pн (то есть для конкретной высоты полета); соответственно и тяга РД достигает своего максимального значения.
Среди главных областей применения РД - ракетоносители для доставки полезных грузов в космос. При полете (подъеме) ракетоносителя наружное рабочее давление для РД стартовой ступени меняется в широком диапазоне, снижаясь от нормального атмосферного до близкого к нулю. При этом значения параметров P и Iу с высотой полета возрастают, однако остаются меньше идеальных величин, соответствующих условию pа = pн во всем диапазоне полета. Практическое выполнение последнего условия, то есть создание конструкции сопла с идеальным высотным регулированием, представляется нереальным. На практике реактивные сопла для РД ракетоносителей в каждом конкретном случае проектируются на вполне определенные оптимальные значения pа, которые находятся существенно ниже нормального атмосферного давления. Таким образом, в стартовых ступенях ракетоносителей сопла получаются перерасширенными: на начальном участке полета газовый поток в них расширяется ниже давления окружающей среды. Выходной участок сопла с давлением меньшим атмосферного создает отрицательную составляющую тяги. Эту энергетическую потерю приходится компенсировать увеличением расхода топлива через РД и, следовательно, запасать дополнительное топливо на борту летательного аппарата - в ущерб массе полезного груза.
Существенных энергетических потерь можно избежать, если для проектируемого сопла значение pа снизить до некоторой величины, при которой на начальном участке полета ракетоносителя внутрь сопла проникнет наружное давление вследствие входа скачка уплотнения. Он оторвет газовый поток от стенки на выходном участке сопла, и в пределах этого участка давление потока у стенки восстанавливается до близкого к pн. Тем самым участок сопла, создающий отрицательную составляющую тяги, частично исключается из работы, и рабочий режим сопла приближается к расчетному. В итоге параметры P и Iу возрастают относительно соответствующих безотрывному течению.
Однако реализация указанной благоприятной возможности затруднена целым рядом обстоятельств. Во-первых, во многих практических случаях величина pа, соответствующая отрывному течению, существенно отдалена от оптимальной (учитывающей, наряду с переменным текущим значением Iу, также габариты и массу сопла). Во-вторых, картина отрывного течения является нестабильной: местоположение скачка уплотнения колеблется вдоль оси сопла. В-третьих, зона отрыва является несимметричной относительно оси сопла. В силу последних двух обстоятельств возникают случайные боковые нагрузки на стенки сопла, способные его разрушить; эта опасность особенно велика в период запуска РД. Чтобы исключить перечисленные неблагоприятные факторы, предложены различные способы высотного регулирования перерасширенного реактивного сопла. Из них наиболее перспективным представляется способ, состоящий в принудительном отрыве сверхзвукового газового потока от стенки сопла.
Известен способ высотного регулирования перерасширенного реактивного сопла для РД, при котором производят отрыв сверхзвукового газового потока от стенки сопла, воздействуя на поток посредством расположенного на стенке механического препятствия, удаляемого в процессе работы двигателя - см. пат. США N 3352495 (приоритет от 29.01.1965) и пат. США N 3925982 (приоритет от 11.09.1973), фиг. 1, 2, 3 (аналоги изобретения). В первом и последнем из приведенных технических решений механическое препятствие выполнено в виде абляционной вставки, рассчитанной на постепенное удаление под воздействием газового потока, что, по замыслу авторов, должно обеспечить плавное высотное регулирование сопла. Однако практическому применению комментируемых решений препятствуют трудности получения аблирующих материалов с необходимыми свойствами, достижения равномерного разгара вставки по окружности сопла и обеспечения стабильности (повторяемости) характеристик сопла с изменяющейся во времени формой вставки. В других упомянутых решениях-аналогах вставка рассчитана на сохранение целостности в течение некоторого времени (до определенной высоты подъема ракетного аппарата), после чего вставку отделяют от стенки сопла, и она уносится газовым потоком. Применению таких технических решений в реальных конструкциях РД препятствуют многие трудности материаловедческого, конструктивного и технологического характера, а также опасность повреждения сопловой стенки отделяемой вставкой.
Известен также способ высотного регулирования перерасширенного реактивного сопла для РД, при котором производят отрыв сверхзвукового газового потока от стенки сопла, воздействуя на поток посредством вторичного рабочего тела, вводимого со стороны стенки в основной газовый поток - см. пат. США N 3925982 (приоритет от 11.09.1973), фиг. 4, 5, 6 (аналог изобретения). Здесь препятствием, вызывающим отрыв потока, служит "гидродинамическое ударное кольцо". В принципе можно обеспечить многоступенчатое, приближенное к непрерывному, высотное регулирование сопла, последовательно включая расположенные вдоль его оси пояса вторичного рабочего тела. При всей заманчивости обсуждаемое техническое решение также не вошло в практику. Причина - в том, что при запуске РД для создания "гидродинамического ударного кольца" необходим значительный расход, что нарушает привычную картину запуска, осложняет проведение этой ответственной операции, снижая в итоге надежность РД. Кроме того, обеспечение необходимого расхода вторичного рабочего тела требует больших проходных сечений расходных трактов, что усложняет конструкцию сопла и нарушает плавность газодинамического тракта, внося возмущения в основной поток при отключенной подаче вторичного рабочего тела и снижая в итоге величину Iу.
Наряду с описанными, известен также способ высотного регулирования перерасширенного реактивного сопла для РД, при котором производят отрыв сверхзвукового газового потока от стенки сопла путем осуществляемого в определенной последовательности взаимодействия потока с расположенным на стенке механическим препятствием, удаляемым в процессе работы двигателя, и с вторичным рабочим телом, вводимым со стороны стенки в основной газовый поток в месте перед препятствием, - см. патентную заявку ФРГ N 4115720 от 14.05.91, фиг. 4b (прототип изобретения). В указанном способе первоначально включают в работу пояс вторичного рабочего тела, и его подачу прекращают по достижении летательным аппаратом определенной высоты, а далее вступает в действие механическое препятствие, которое впоследствии удаляют. Этот способ-прототип представляет собой комбинацию вышеописанных способов-аналогов и, таким образом, суммирует их недостатки. Вот почему до настоящего времени способ-прототип, подобно другим, не нашел применения.
Предлагаемое изобретение направлено на устранение присущих способу-прототипу недостатков, то есть решает техническую задачу комплексного повышения эффективности высотного регулирования перерасширенного реактивного сопла для РД: достижение высоких энергетических параметров (P, Iу) при гарантии надежного запуска, целостности конструкции и повторяемости рабочих характеристик РД.
Поставленная техническая задача решается тем, что в способе высотного регулирования перерасширенного реактивного сопла для РД, при котором производят отрыв сверхзвукового газового потока от стенки сопла путем осуществляемого в определенной последовательности взаимодействия потока с расположенным на стенке механическим препятствием, удаляемым в процессе работы двигателя, и с вторичным рабочим телом, вводимым со стороны стенки в основной газовый поток в месте перед препятствием, - согласно изобретению, - первоначально осуществляют взаимодействие потока с механическим препятствием, а после завершения запуска двигателя - взаимодействие с вторичным рабочим телом, в процессе расходования которого удаляют механическое препятствие.
При осуществлении изобретения ожидается технический результат, совпадающий с существом решаемой задачи.
Изобретение поясняется при помощи фиг. 1 - 3:
на фиг. 1 представлена схематично тяговая камера РД, в устройстве которой реализовано изобретение;
на фиг. 2, 3 представлен временной график удельного импульса тяги для камеры согласно фиг. 1, функционирующей в составе летательного аппарата.
Показанная на фиг. 1 камера типична для жидкостно-ракетного двигателя (РД на жидком топливе) и содержит снабженную форсунками цилиндрическую камеру сгорания 1, соединенную со сверхзвуковым реактивным соплом 2. По конфигурации оно является соплом Лаваля с геометрической степенью расширения, то есть отношением площадей выходного и критического сечений, = Fа/Fкр = 77,5. Это значение соответствует жидкостно-ракетному двигателю SSME, функционирующему в составе американского космического аппарата "Спейс шатл". В сечении = 45 на стенке сопла установлена внутренняя кольцевая вставка 3 из абляционного материала, а в сечении = 39 в сопловой стенке предусмотрен пояс отверстий 4 с коллектором 5 для ввода вторичного рабочего тела в основной газовый поток.
Описанная камера функционирует следующим образом. При запуске РД, который осуществляют в условиях нормального атмосферного давления, в камеру сгорания 1 (посредством предусмотренной в конструкции РД турбонасосной системы) подают жидкое ракетное топливо, состоящее из кислородного окислителя и водородного горючего (по аналогии с SSME). Образующийся при их сгорании высокотемпературный газ поступает в реактивное сопло 2, заполняя расходный канал, ограниченный сопловой стенкой. При достижении расширяющимся потоком вставки 3 он отрывается от сопловой стенки, будучи далее ограничен свободной линией тока a. С завершением процесса запуска РД в камере устанавливается расчетное давление pк, составляющее в конкретном примере 20,5 МПа (соответствует двигателю SSME). При этом в месте расположения вставки 3 поток расширяется до давления 34 кПа, а в пространстве между сопловой стенкой и свободной границей потока а устанавливается давление, близкое к окружающему (pн). Благодаря этому камера развивает тягу больше, чем при безотрывном течении.
По завершении запуска (через 1 - 5 с работы РД на установившемся режиме) через коллектор 5 в отверстия пояса 4 подают вторичное рабочее тело (например, пары ракетного горючего). Воздействуя на основной поток, оно вызывает его отрыв от сопловой стенки - по линии б. В месте расположения пояса 4 поток расширяется до давления 41 кПа, и последующий сопловой участок исключается из работы камеры. В этом режиме она функционирует в течение ≈60 с, после чего ввод вторичного рабочего тела прекращают. К этому моменту вставка 3 успевает полностью аблировать, так что теперь газовый поток может беспрепятственно расширяться в границах всего контура сопла - до выходного давления 17,5 кПа (соответствует = 77,5).
Функционирование описанной камеры дополнительно поясняют фиг. 2, 3 - временной график параметра Iу, построенный в соответствии с типичным стартовым участком летательного аппарата типа "Спейс шатл". Момент времени t = 0 соответствует завершению запуска РД и началу подъема аппарата. С увеличением высоты полета давление окружающей среды снижается - по линии pн, а параметр Iу возрастает: кривые 1, 2, 3, 4. Они показывают изменение Iу для случаев:
сопла с идеальным высотным регулированием (кривая 1);
сопла без вставки и пояса отверстий (2);
сопла со вставкой (3);
сопла с поясом отверстий (4).
Сравнение последних трех кривых показывает, что в конкретном примере изобретение обеспечивает прирост Iу в течение первых 63 секунд полета ракетного аппарата (этому времени соответствует точка X - пересечение кривых 2, 4): энергетический выигрыш превышает 300 м/с в первые 17 секунд полета и сокращается до 100 м/с на 48-й секунде. Это весьма высокие показатели для параметра Iу.
Из приведенного описания видно, что реализация предложенного способа не сопряжена с конструктивно-технологическими проблемами и позволяет осуществить надежное и строго контролируемое функционирование РД во всем рабочем диапазоне. Действительно, не составляет труда сконструировать, изготовить и смонтировать сопловую вставку, способную выдержать непосредственное воздействие газового потока в течение нескольких секунд. Геометрическая форма вставки, обеспечивающая надежный запуск, определяется расчетом с необходимой последующей корректировкой по результатам отработки. После того как РД вышел на стационарный режим и включена подача вторичного рабочего тела, вставка находится вне газового потока, не оказывая влияния на работу сопла. Теперь к конструкции вставки предъявляется единственное требование: она должна полностью разрушиться к расчетному времени прекращения подачи вторичного рабочего тела. Это условие, при отсутствии жестких требований по равномерности разгара, легко выполняется.
Таким образом, ожидаемый технический результат от осуществления изобретения подтвержден.
Существо изобретения не исчерпывается описанием конкретного примера его осуществления: например, РД может работать на твердом топливе, в конструкции вставки могут предусматриваться специальные средства для ее принудительного удаления, в каждом конкретном случае варьируются местоположения вставки и пояса вторичного рабочего тела, время начала и прекращения его подачи также варьируются, подача может не полностью прекращаться, а ограничиваться до расхода, не влияющего на основной газовый поток, - в целях исключения прогара конструкции пояса 4 и т.д.
Предложенный способ наиболее эффективен для космических аппаратов с ракетными двигателями, функционирующими от старта до выхода аппарата на околоземную орбиту. Энергетический выигрыш от реализации изобретения в конкретном таком аппарате "Спейс шатл" позволяет увеличить его полезный груз на ≈10%.
Формула изобретения: Способ высотного регулирования перерасширенного реактивного сопла для ракетного двигателя, при котором производят отрыв сверхзвукового газового потока от стенки сопла, включающего взаимодействие потока с расположенным на стенке механическим препятствием, удаляемым в процессе работы двигателя, и с вторичным рабочим телом, вводимым со стороны стенки в основной газовый поток в месте перед препятствием, отличающийся тем, что первоначально осуществляют взаимодействие потока с механическим препятствием, а после завершения запуска двигателя - взаимодействие с вторичным рабочим телом, в процессе расходования которого удаляют механическое препятствие.