двигатель с центральным телом, предназначенный для космической ракеты-носителя

Формула изобретения

1. Двигатель для космической ракеты-носителя, выполненный с возможностью приведения в движение верхней или последней ступени ракеты-носителя, имеющий продольную ось (L-L) и содержащий центральное тело, коаксиальное с продольной осью двигателя (L-L), имеющее функциональную боковую поверхность, по меньшей мере, приблизительно конической формы, основание которой расположено со стороны двигателя, средства генерирования газовых потоков под давлением, расположенные по периферии основания функциональной боковой поверхности и создающие газовые потоки под давлением, которые ударяются о функциональную боковую поверхность, отличающийся тем, что со стороны, противоположной основанию конуса, вершина центрального тела образована складываемой стенкой, не поддающейся расширению, которая содержит несколько концентрических колец, связанных друг с другом при помощи системы типа "гармошки" по круговым линиям шарнирного соединения, причём складываемая стенка может принимать либо сложенное положение, в котором центральное тело является усеченным со стороны, противоположной основанию конуса, причем боковая поверхность центрального тела более короткая, чем функциональная боковая поверхность, и имеет боковую поверхность, уменьшенную по сравнению с функциональной боковой поверхностью; либо развернутое положение, в котором боковая поверхность центрального тела соответствует функциональной боковой поверхности.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что упомянутая складываемая стенка изготовлена на основе углеродных волокон.

3. Двигатель по п.2, отличающийся тем, что упомянутая складываемая стенка дублирована, по меньшей мере, одним слоем эластомерного материала.

4. Двигатель по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что складываемая стенка переходит из сложенного положения в развернутое положение под действием газа под давлением.

5. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что содержит первый и второй резервуары соответственно для горючего и окислителя, сформированные за счет внутреннего наддува при помощи газа, содержащегося в, по меньшей мере, одном третьем резервуаре, при этом газ под давлением, приводящий в действие упомянутую складываемую стенку, поступает из третьего резервуара.

6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что третий резервуар размещен в первом резервуаре, содержащем горючее.

7. Двигатель по п. 5, отличающийся тем, что третий резервуар размещен во втором резервуаре, содержащем окислитель.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к двигателю с центральным телом, предназначенному для космической ракеты-носителя и известному в технике под названием "аеrоsрikе".

Такой двигатель, выполненный с возможностью приведения в движение верхней или последней ступени космической ракеты-носителя, описан, например, в выпуске АIАА 2001-3692 "Innоvаtivе Uрреr Stаgе Рrорulsiоn Соnсерts Fоr Futurе Lаunсhеrs", содержащем материалы конференции и выставки "37-я АIАА/АSМЕ/SАЕ/АSЕЕ JРС Соnfеrеnсе аnd Ехhibit", проводившихся в период с 8 по 11 июля 2001 года в городе Солт-Лейк Сити (Соединенные Штаты Америки, штат Юта).

Основные конструктивные особенности указанного двигателя типа "аеrоsрikе" состоят в том, что он содержит центральное тело и средства генерирования газовых потоков под давлением, которые направляют эти газовые потоки на поверхность упомянутого центрального тела. Ось центрального тела совпадает с продольной осью двигателя, а центральное тело содержит функциональную боковую поверхность, имеющую, по меньшей мере, приблизительно форму конуса, основание и вершина которого располагаются соответственно со стороны двигателя и с противоположной по отношению к двигателю стороны. Средства генерирования газовых потоков под давлением образованы несколькими автономными газовыми генераторами, которые распределены вокруг оси двигателя на периферии основания упомянутого центрального тела таким образом, что газовые потоки от указанных газовых генераторов ударяются об упомянутую боковую поверхность центрального тела двигателя.

Представляется очевидным, что тяга такого двигателя является результатом приложения к упомянутой функциональной поверхности центрального тела давления, создаваемого упомянутыми газовыми потоками, причем тяга оказывается тем большей, чем большей является площадь этой функциональной поверхности, так что для конкретного двигателя тяга оказывается тем большей, чем более длинным является центральное тело. Из этого следует, что двигатель типа "аеrоsрikе" с достаточно высокими характеристиками должен иметь значительные продольные габаритные размеры, что является негативным фактором.

Техническая задача предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы устранить этот недостаток.

Поставленная задача решена путем создания двигателя для космической ракеты-носителя, выполненного с возможностью приведения в движение верхней или последней ступени ракеты-носителя, имеющего продольную ось (L-L) и содержащего центральное тело, коаксиальное с продольной осью двигателя (L-L), имеющее функциональную боковую поверхность, по меньшей мере, приблизительно конической формы, основание которой располагается со стороны двигателя, средства генерирования газовых потоков под давлением, расположенные по периферии основания функциональной боковой поверхности и создающие газовые потоки под давлением, которые ударяются об упомянутую функциональную боковую поверхность, согласно изобретению со стороны, противоположной основанию конуса, вершина центрального тела образована складываемой стенкой, не поддающейся расширению, которая содержит несколько концентрических колец, связанных друг с другом при помощи системы типа “гармошки” по круговым линиям шарнирного соединения, причем складываемая стенка может принимать либо сложенное положение, в котором центральное тело является усечённым со стороны, противоположной основанию конуса, причем боковая поверхность центрального тела более короткая, чем функциональная боковая поверхность, и имеет боковую поверхность, уменьшенную по сравнению с функциональной боковой поверхностью, либо развернутое положение, в котором боковая поверхность центрального тела соответствует функциональной боковой поверхности.

Целесообразно, чтобы складываемая стенка была изготовлена на основе углеродных волокон.

Полезно, чтобы складываемая стенка была дублирована, по меньшей мере, одним слоем эластомерного материала.

Предпочтительно, чтобы складываемая стенка переходила из сложенного положения в развернутое положение под действием газа под давлением.

Выгодно, чтобы двигатель содержал первый и второй резервуары соответственно для горючего и окислителя, сформированные за счет внутреннего надува при помощи газа, содержащегося в, по меньшей мере, одном третьем резервуаре, при этом газ под давлением, приводящий в действие складываемую стенку, поступает из третьего резервуара.

Полезно, чтобы третий резервуар был размещен в первом резервуаре, содержащем горючее.

Целесообразно, чтобы третий резервуар был размещен во втором резервуаре, содержащем окислитель.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения поясняются приводимым ниже описанием примера его осуществления со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг. 1 изображает схематический общий вид (осевой разрез) двигателя для космической ракеты-носителя, в соответствии с предлагаемым изобретением, причем центральное тело этого двигателя выполнено в виде конуса, усеченного на его конце, противоположном стороне расположения двигателя, согласно изобретению.

Фиг. 2 - схематический общий вид, аналогичный фиг. 1, но в положении, когда центральное тело двигателя находится в своем развернутом положении.

Фиг. 3 - пример деформируемой конструкции концевой части центрального тела, причем конструкция представлена в сложенном положении согласно изобретению.

Фиг. 4 - концевую часть центрального тела в ее развернутом положении согласно изобретению.

Фиг. 5 – складываемую стенку согласно изобретению.

Двигатель 1 для использования на космической ракете-носителе, согласно изобретению, имеет продольную ось L-L (фиг. 1 и 2) и содержит полую цилиндрическую оболочку 2, внутри которой размещены резервуар 3 для горючего (на основе водорода) и резервуар 4 для окислителя (на основе кислорода). На практике резервуар 4 для окислителя располагается внутри резервуара 3 для горючего. Аналогичным образом внутри резервуара для горючего размещены также два резервуара 5, выполненные в форме шаров, содержащие газ под давлением (гелий) и обеспечивающие создание избыточного давления или наддув в этих резервуарах 3 и 4 при помощи соответствующих каналов 6.

Двигатель 1 дополнительно содержит центральное тело 7, ось которого совпадает с продольной осью двигателя и которое выступает за пределы полой цилиндрической оболочки 2 через заднее открытое отверстие 8, выполненное в оболочке. При этом центральное тело 7 имеет функциональную боковую поверхность 9, выполненную, по меньшей мере, приблизительно в форме конуса, основание 10 которого располагается со стороны двигателя. Как можно видеть на фиг. 2, вершина 11 упомянутого центрального тела 7, противоположная основанию конуса 10, имеет закругленную форму.

Вокруг основания 10 этого центрального тела 7 распределены по его периферии несколько генераторов 12 газа, каждый из которых создает индивидуальный газовый поток под давлением, причем этот газовый поток ударяется в функциональную боковую поверхность 9.

Как схематически показано на фиг. 1 и 2, вершина 11 центрального тела 7 образована складываемой стенкой, способной принимать:

либо сложенное положение (фиг. 1), в котором упомянутое центральное тело 7 оказывается усеченным со стороны, противоположной его основанию 10, за счет чего центральное тело укорачивается, и его боковая поверхность уменьшается по сравнению с функциональной боковой поверхностью 9;

либо развернутое положение (фиг. 2), в котором центральное тело 7 имеет конфигурацию, соответствующую рабочему режиму.

На фиг. 3 и 4 схематически представлен предпочтительный вариант выполнения складываемой стенки вершины 11. В представленном варианте осуществления эта конструкция содержит складываемую, но не поддающуюся расширению стенку 13, которая образована несколькими концентрическими кольцами 13.1-13.6, связанными друг с другом по типу гармошки по круговым линиям 14.1-14.5 шарнирного соединения. Кроме того, кольцо наибольшего диаметра 13.1 шарнирно закреплено герметичным образом по линии сгиба на кромке 15 отверстия кожуха 17, присоединенного к боковой стенке 9, тогда как кольцо наименьшего диаметра 13.6 перекрыто участком стенки 18.

В сложенном положении (фиг. 1 и 3) складываемая стенка 13 полностью размещается в кожухе 17, тогда как в своем развернутом положении (фиг. 2 и 4) складываемая стенка 13 полностью располагается снаружи кожуха 17 и имеет требуемую форму вершины 11.

Переход этой стенки 13 из сложенного положения в развернутое положение предпочтительным образом обеспечивается путем введения газа под давлением в кожух 17 через выполненное в нем отверстие 19, как это схематически показано стрелкой 20. Газ под давлением поступает предпочтительно из резервуаров 5.

Складываемая стенка 13 может быть образована при помощи, по меньшей мере, одного слоя 21 сухой углеродной ткани или углеродной плетенки, дублированных с внутренней стороны при помощи, по меньшей мере, одного слоя 22, обеспечивающего герметизацию и тепловую защиту и изготовленного, например, из эластомерного материала (см. фиг. 5). Кольца 13.1-13.6 и круговые линии 14.1-14.5 маркируются на стенке 13 при ее изготовлении.