двигательная установка летательного аппарата

Формула изобретения

1. Двигательная установка летательного аппарата, содержащая две или несколько цилиндрических камер сгорания, расположенных в один или два ряда и снабженных круглыми соплами Лаваля, объединенными общим плоским насадком, каждая тяговая стенка насадка является продолжением контуров сверхзвуковых их частей, две боковые его стенки расположены перпендикулярно к тяговым стенкам насадка, отличающаяся тем, что каждый ряд камер сгорания с круглыми соплами Лаваля, соединенный жестко с соответствующей тяговой стенкой плоского насадка, соединен с корпусом установки с помощью шарнира с возможностью их поворота относительно корпуса установки, причем шарнир расположен в центре приложения равнодействующей внутренних и внешних сил, действующих на стенку соплового блока (сопло Лаваля и плоский насадок), а две боковые стенки насадка жестко прикреплены к корпусу двигательной установки.

2. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что у круглых сопл Лаваля выходное сечение сверхзвуковой их части выполнено в виде четырехугольника или пятиугольника со скругленными углами.

3. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что сверхзвуковая часть круглых сопл Лаваля имеет в выходном сечении треугольную форму со скругленными углами, причем круглые сопла плоскими сторонами поочередно прикреплены к соответствующей тяговой стенке насадка.

4. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что каждый ряд камер сгорания с соплами Лаваля вместе с тяговой стенкой насадка снабжен механизмом для принудительного их поворота.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигательной установки.

Известна двигательная установка летательного аппарата, содержащая две цилиндрические камеры сгорания, расположенные в один ряд и снабженные круглыми соплами Лаваля, которые объединены общим плоским насадком. Каждая тяговая стенка насадка является продолжением контуров сверхзвуковых частей круглых сопл, а две боковые стенки насадка расположены перпендикулярно к тяговым стенкам насадка ["Эффективность применения ДУ на трехкомпонентном топливе для транспортных космических аппаратов класса Земля-Орбита", журнал "Астронавтика и ракетодинамика", N 47, 1987 г.].

По мере подъема ракеты на высоту один двигатель (одно из сопл) отключается и тем самым изменяется (увеличивается) геометрическая степень расширения соплового блока в целом, что способствует повышению удельного импульса двигательной установки (ДУ) по траектории полета ЛА.

Однако описанная выше конструкция соплового блока обладает рядом недостатков:

1. Двигательная установка имеет низкий средний по траектории полета удельный импульс из-за того, что один из двигателей используется лишь на части активного участка полета.

2. При отключении одного из двигателей изменяется вектор тяги двигательной установки в целом, а также возникают потери тяги из-за образования застойных зон в сопловом блоке.

3. В известной двигательной установке камеры сгорания вместе с соплами жестко закреплены, что не дает возможности плавно регулировать высотность соплового блока.

Целью настоящего изобретения является повышение среднего по траектории удельного импульса двигательной установки ЛА.

Цель достигается тем, что в двигательной установке летательного аппарата, содержащей две или несколько цилиндрических камер сгорания, расположенных в один или два ряда и снабженных круглыми соплами Лаваля, которые объединены общим плоским насадком, где каждая тяговая стенка насадка является продолжением контуров сверхзвуковых их частей, а две боковые стенки насадка расположены перпендикулярно к тяговым стенкам насадка, каждый ряд камер сгорания с круглыми соплами Лаваля вместе с тяговой стенкой насадка соединен с корпусом двигательной установки с помощью шарнира с возможностью их поворота относительно корпуса установки. Причем шарнир расположен на расстоянии S = (0.25 - 0.5)L от срезов круглых сопел, где L - длина тяговой стенки насадка, то есть в центре приложения равнодействующей внутренних и внешних сил, действующих на стенку соплового блока (сопло Лаваля и плоский насадок), а две боковые стенки плоского насадка жестко прикреплены к корпусу установки.

При этом у круглых сопл выходное сечение сверхзвуковой их части выполнено в виде четырехугольника или пятиугольника со скругленными углами. В случае, когда в двигательной установке летательного аппарата камеры сгорания расположены в один ряд, а сверхзвуковая часть сопл имеет в выходном сечении треугольную форму со скругленными углами, круглые сопла своими плоскими сторонами прикреплены к соответствующей тяговой стенке насадка.

Использование указанной совокупности отличительных признаков, приводящих к повышению среднего по траектории удельного импульса двигательной установки, в других технических решениях не известно, и изобретение отвечает критерию "существенные отличия".

На фиг. 1 изображено продольное сечение двигательной установки.

На фиг. 2 изображена схема выходных сечений круглых сопл Лаваля

На фиг. 3 приведен график зависимости прироста тяги от положения тяговых стенок соплового блока.

На фиг. 4 представлена эпюра давлений, действующих на тяговую стенку насадка

На фиг. 5 показано продольное сечение двигательной установки с механизмом для принудительного поворота тяговых стенок насадка.

Двигательная установка (фиг. 1) содержит несколько одинаковых цилиндрических камер сгорания 1, каждая из которых снабжена круглым соплом Лаваля 2, расположенных в один или два ряда и снабженных общим плоским насадком 3. Каждая из двух тяговых стенок 3 насадка жестко закреплена к срезам круглых сопл Лаваля и является продолжением контуров сверхзвуковых их частей.

Выходные сечения круглых сопл (фиг. 2) могут иметь трех-, четырех- или пятиугольную форму со скругленными углами. У каждого ряда камер сгорания с круглыми соплами вместе с тяговой стенкой насадка имеется шарнир 4, расположенный на поверхности тяговой стенки плоского насадка на расстоянии S = (0.25- 0.5)L от срезов круглых сопел, где L - длина насадка, то есть в центре приложения равнодействующей внутренних и внешних сил, действующих на тяговую стенку соплового блока.

На фиг. 4 приведена эпюра распределения давлений по длине тяговой стенки плоского насадка. Видно, что внешнее атмосферное давление (Р) постоянно по всей поверхности тяговой стенки насадка, а внутреннее давление (А) продуктов сгорания переменно по длине насадка, причем на срезе тяговой стенки (В) насадка давление газа равно атмосферному. Как известно, по мере подъема на высоту атмосферное давление меняется и в космосе равно нулю, т.е. Р= 0.1 - 0 МПа (фиг. 4). В указанном интервале давления центр приложения равнодействующих сил внешнего и внутреннего давлений на тяговую стенку будет находиться на расстоянии S = L/3.

Все круглые сопла камер сгорания имеют одинаковые критические и выходные сечения и рассчитаны на давление на срезе Ра = 0.1 МПа. Круглые сопла вместе с насадком образуют высотный сопловой блок с давлением на срезе Ра = 0.001 МПа.

Сплошной линией на фиг. 1 показано положение камер сгорания с тяговыми стенками насадка на начальном участке полета летательного аппарата, а пунктирной линией - их положение на верхнем участке полета.

Двигательная установка работает следующим образом. Поворот каждого ряда камер сгорания вместе с тяговой стенкой насадка осуществляется за счет разности сил давлений, действующих по обе стороны тяговой стенки насадка.

По мере подъема летательного аппарата на высоту давление окружающей среды снижается, а давление истекающей из сопл струи газа, действующего на тяговую стенку плоского насадка 3 с внутренней ее стороны, остается постоянным. В результате возникает разность сил давлений, действующих на тяговую стенку насадка, под воздействием которой каждый ряд камер сгорания вместе с тяговой стенкой насадка плавно поворачиваются на шарнире во внешнюю сторону, увеличивая постепенно выходное сечение насадка. При этом тяговые стенки насадка поворачиваются до тех пор, пока не уравняется давление окружающей среды с давлением газа на срезе плоского насадка.

В случае, когда выходные сечения круглых сопл выполнены в виде трех-, четырех- и пятиугольной формы, снижаются потери тяги, которые возникают из-за образования естественных уступов в месте стыковки насадка к круглым соплам. Кроме того, при таком исполнении срезов сопл уменьшаются габариты соплового блока и снижаются потери тяги на лобовое сопротивление ракеты.

Таким образом, сопловой блок двигательной установки на всех участках траектории полета летательного аппарата работает на расчетном режиме и, следовательно, отсутствуют потери тяги из-за перерасширения газа на его стенке.

Можно также осуществить принудительный поворот каждого ряда камер вместе с тяговой стенкой насадка с помощью механизма 5, предназначенного для их поворота (фиг. 5). По мере подъема летательного аппарата на высоту механизм 5 плавно разворачивает вокруг шарнира 4 тяговые стенки 3 плоского насадка. Причем скорость поворота стенок должна быть такой, что давление газа на их срезе все время должно оставаться равным атмосферному давлению.

На фиг. 3 представлен график зависимости прироста тяги соплового блока с плоским насадком от режима его работы. По оси ординат отложен прирост тяги соплового блока, отнесенный к тяге идеально регулируемого круглого сопла, а по оси абсцисс отношение давлений окружающей среды и истекающей струи газа.

Из графика видно, что при использовании предлагаемой двигательной установки обеспечивается прирост тяги в широком диапазоне изменения высоты полета летательного аппарата.

Если шарнир расположен на расстоянии S < (0.25 - 0.5)L, то суммарная величина силы давления, действующая с внутренней стороны тяговой стенки насадка, будет больше, чем сила, возникающая от действия атмосферного давления. Тогда ряд камер сгорания вместе с тяговой стенкой насадка повернется на больший угол, чем нужно, в результате чего будет нарушено равенство давлений на срезе тяговой стенки насадка (давление газа на срезе насадка не будет равно атмосферному) и возникнут потери тяги из-за перерасширения газа внутри насадка.

Если шарнир расположен на расстоянии S > (0.25 - 0.5)L, то ряд камер сгорания вместе с тяговой стенкой насадка:

повернется на меньший угол, чем нужно, так как сила, действующая с внутренней стороны, мала (меньше, чем сила, возникающая от действия атмосферного давления).

два ряда камер сгорания разойдутся друг от друга, а срезы тяговых стенок насадка сомкнутся.

В этом случае возникнут дополнительные потери тяги из-за недорасширения газа внутри насадка. Для принудительного поворота ряда камер сгорания вместе с тяговой стенкой плоского насадка двигательная установка может быть снабжена механизмом 5 (фиг. 5).

Использование предлагаемого изобретения обеспечивает удобство компоновки двигательной установки на летательном аппарате, повышение среднего по траектории полета удельного ее импульса, возможность увеличения полезного груза или дальности полета летательного аппарата за счет прироста тяги двигательной установки, все это, несомненно, дает экономический эффект.

Изобретение может найти применение в ракетной технике.