реактивная двигательная установка

Формула изобретения

1. Реактивная двигательная установка, содержащая сверхзвуковое ракетное сопло, образованное сужающейся частью, горловиной и сверхзвуковой расширяющейся частью, и средства для обеспечения горения внутри кольцевой зоны сверхзвуковой расширяющейся части посредством впрыска и сжигания жидкого ракетного топлива в кольцевой зоне так, что происходит увеличение тяги, при этом указанные средства содержат множество форсунок, расположенных в местах, распределенных вдоль окружности сверхзвуковой расширяющейся части для впрыска жидкого топлива и жидкого окислителя по окружности в направлении друг друга в кольцевую зону.

2. Реактивная двигательная установка по п.1, в которой указанное сверхзвуковое ракетное сопло является перерасширенным соплом.

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Данное изобретение относится к конструкции сопла для сверхзвуковых реактивных двигательных установок.

Уровень техники

Ракетные стартовые летательные аппараты требуют большой тяги при взлете с целью преодоления инерции, в частности, поскольку летательный аппарат имеет наибольшую массу вследствие несожженного топлива. Обычно взлет осуществляется на уровне моря, однако на большой высоте, где летательный аппарат выполняет свою первичную задачу, желателен высокий удельный импульс (Isp). Это особенно просто достигается, когда сопло имеет большое отношение площадей, которое является отношением площади на выходе сопла к площади в горловине. Обеспечение большой тяги на уровне моря и большого отношения площадей является противоречивой задачей, поскольку на уровне моря большое отношение площадей приводит к давлению на стенку вблизи выхода сопла, которое ниже окружающего давления. Это приводит к отрицательной тяге в части сопла вблизи выхода, что снижает общую тягу.

Некоторые попытки устранить отрицательную составляющую тяги на уровне моря при одновременном обеспечении большой тяги в вакууме включали использование сопел с изменяющейся площадью, т.е. сопел, в которых площадь на выходе уменьшают для старта и затем постепенно увеличивают во время подъема. Для обеспечения этого были сконструированы сопла с изменяющейся площадью для регулирования контура, отношения площадей и длины при увеличении высоты полета летательного аппарата. К сожалению, признаки компенсации высоты, указанные выше, значительно увеличивают сложность, а также вес конструкции двигателя, и в большинстве случаев сопло все еще обеспечивает меньшую тягу на уровне моря, чем в вакууме. Были предложены также концепции с двойным топливом. Они включают керосиновые двигатели в комбинации с двигателями, являющимися производными от главного двигателя челночного летательного аппарата (SSME), двигателями, в которых комбинируются керосиновые двигатели с водородными двигателями, такими как российский двигатель RD-701, двигатель с двойным топливом, двойным экспандером, описанный в патенте США №4220001 (Beichel R., выдан 2 сентября 1980), ракетный двигатель двойной тяги, описанный в патентах США №№4137286 (Bernstein L., выдан 30 января 1979) и 4223606 (Bernstein L., выдан 23 сентября 1980). Двигатель Бейхеля требует сложной конструкции двигателя, который содержит две тяговые камеры, в то время как двигатель Борстейна обеспечивает двойную тягу за счет использования отдельной маршевой ступени и ускорительных топливных частиц в камере сгорания, вместе с воспламенителем и электровоспламенителем, которые введены в саму частицу.

Раскрытие изобретения

Данное изобретение относится к реактивной двигательной установке, которая обеспечивает как большую тягу на уровне моря, так и большой удельный импульс на большой высоте без уменьшения тяги на уровне моря, которое в противном случае вызывается давлением на стенку в зоне выхода, которое меньше окружающего давления. Для обеспечения этого система содержит сверхзвуковое сопло непрерывной кривизны, в котором происходит вторичное сгорание в кольцевой зоне внутреннего пространства расширяющейся части сопла. Вторичное сгорание образует вторичный газообразный продукт сгорания, который дополняет первичный газообразный продукт сгорания, проходящий через сопло. Вторичный газообразный продукт сгорания поддерживает давление на стенку, которое равно или больше окружающего давления на низких высотах, что исключает отрицательную составляющую взлетной тяги. Таким образом, изобретение хорошо подходит для сопел с высоким отношением площадей и, в частности, к соплам, которые в противном случае являются перерасширенными. Летательные аппараты, в которых можно использовать изобретение, включают главный двигатель многоразового воздушно-космического аппарата (SSME), одноступенчатые многоразовые воздушно- космические аппараты (SSTO) и другие аппараты, в которых тяга на уровне моря может быть снижена за счет необходимости большого удельного импульса на больших высотах. Преимущества данного изобретения могут быть обеспечены с помощью лишь небольших модификаций существующих сопел и без изменения геометрии сопел.

Согласно изобретению реактивная двигательная установка содержит сверхзвуковое ракетное сопло, образованное сужающейся частью, горловиной и сверхзвуковой расширяющейся частью; и средства для обеспечения горения внутри кольцевой зоны сверхзвуковой расширяющейся части посредством впрыска и сжигания жидкого ракетного топлива в кольцевой зоне так, что происходит увеличение тяги, при этом указанные средства содержат множество форсунок, расположенных в местах, распределенных вдоль окружности сверхзвуковой расширяющейся части для впрыска жидкого топлива и жидкого окислителя по окружности в направлении друг друга в кольцевую зону.

В одном из вариантов выполнения указанное сверхзвуковое ракетное сопло является перерасширенным соплом.

Эти и другие признаки, варианты выполнения и преимущества следуют из последующего описания.

Краткое описание чертежей

На чертежах изображено:

фиг.1 - осевой разрез сверхзвукового сопла, модифицированного согласно первому варианту выполнения изобретения, содержащего форсунки, подающие топливо и окислитель в расширяющуюся часть сопла;

фиг.2 - поперечный разрез расширяющейся части модифицированного сверхзвукового сопла, согласно фиг.1, в месте расположения форсунок (т.е. по линии В-В на фиг.1).

Осуществление изобретения

Сверхзвуковые сопла образуются сужающейся частью, горловиной и расширяющейся частью, и в соплах, к которым применимо данное изобретение, расширяющаяся часть имеет осевой профиль непрерывной кривизны. Под «осевым профилем» понимается профиль расширяющейся части, определяемый сечением вдоль плоскости, которая включает ось сопла. «Непрерывная кривизна» является кривизной, которая образует плавную кривую без резких изменений радиуса кривизны и без изменений направления кривизны, хотя радиус кривизны может изменяться или оставаться постоянным. Этим оно отличается от сопел с прерывистой кривизной, которую создают умышленно с целью отрыва газовой струи внутри сопла от стенки сопла в месте нарушения непрерывности. К таким соплам данное изобретение не применимо.

Понятие «кривая» используется в математическом значении и включает прямые линии, а также обычные кривые, включая тем самым как конические сопла, так и гиперболические или колоколообразные сопла. Данное изобретение применимо к соплам, которые вызывают отделение струи от стенки вблизи выхода сопла за счет перерасширения, а также к соплам, в которых струя не отделяется. Однако изобретение особенно полезно в перерасширенных соплах.

Понятие «перерасширенное сопло» обозначает в данном случае, как это принято в ракетной технике, сопло с отношением площадей, заданным как отношение площади у выхода сопла к площади горловины, настолько большим, что расширение газа, происходящее в сопле, приводит к давлению газа у выхода сопла ниже окружающего давления на уровне моря. Отношения площадей, которые могут это вызывать, могут изменяться, и может изменяться конфигурация сопла, которая приводит к перерасширению, в зависимости от давления в камере, отношения площадей и окружающего давления. Для ракет с относительно низким давлением в камере, таких как первая ступень ускорительной ракеты Дельта II, в которой давление в камере составляет примерно 800 фунт-сила на квадратный дюйм (5515,8080 кПа), перерасширение может происходить при низком отношении площадей, таком как 27:1. Для ракет с высоким давлением в камере перерасширение происходит лишь при значительно более высоких отношениях площадей. Поэтому в целом при применении изобретения к перерасширенным соплам отношение площадей может быть около 25:1 или выше, предпочтительно от около 25:1 до около 150:1, и более предпочтительно от около 65:1 до около 85:1. Двигатели класса SSME имеют, например, отношение площадей в диапазоне от 74:1 до 80:1. Отношения площадей 77,5:1 или меньше, например от 70:1 до 77,5:1, являются предпочтительными для исключения или минимизации отделения газового потока от стенки сопла.

Также могут изменяться другие размеры сопла, и они не являются критичными для данного изобретения. Типичный SSME может иметь диаметр горловины сопла 10,3 дюйма (24 см), увеличивающийся до диаметра 90,7 дюйма (230 см) у выхода сопла на длине 121 дюйм (307 см). Отношение площадей этого сопла, приведенное лишь в качестве примера, составляет 77,5:1, а длина сопла равна 80% длины конического сопла с углом 15°. Обычные рабочие условия обычного сопла этого типа перед модификацией согласно данному изобретению, приведенные снова лишь в качестве примера, составляют на уровне моря: тяга 355000 фунт-сила (1580000 Н), скорость газового потока 970 фунт/с (440 кг/с), удельный импульс на уровне моря 365, давление на выходе сопла 2 фунт-сила на квадратный дюйм (13,8 кПа), тяга в вакууме 442000 фунт-сила (1996000 Н) и удельный импульс в вакууме 455. При добавлении вторичного газообразного продукта сгорания согласно данному изобретению тягу на уровне моря можно увеличить почти в три раза по сравнению с указанной выше величиной.

Согласно данному изобретению вторичный газообразный продукт сгорания создают в кольцевой зоне внутреннего пространства расширяющейся части сопла. Это осуществляется посредством впрыска жидкого ракетного топлива в расширяющуюся часть с помощью средств, отличных от горловины. Таким образом, топливо и окислитель можно впрыскивать через одну или несколько форсунок, встроенных в стенку расширяющейся части. Форсунка (форсунки) направляют топливо и окислитель в кольцевую зону расширяющейся части в направлении друг друга и они сгорают после впрыска.

Схематичное изображение первого примера выполнения показано на фиг.1 и 2. На фиг.1 показан осевой разрез сверхзвукового ракетного двигателя 11, который содержит первичную камеру 12 сгорания и сопло 13, при этом сопло содержит сужающуюся часть 14, горловину 15 и расширяющуюся часть 16, заканчивающуюся выходом 17 сопла. Топливо 20 и окислитель 21 подают в камеру сгорания через первичную форсунку 22, где происходит первичное сгорание 23. Газообразный продукт сгорания проходит через горловину 15 сопла в расширяющуюся часть 16, где он расширяется для заполнения расширяющейся площади поперечного сечения. Форсунки 24 свежего топлива и окислителя распределены вокруг периферии расширяющейся части на небольшом расстоянии вниз по потоку от горловины. После входа в сопло топливо и окислитель сгорают с образованием вторичного газообразного продукта сгорания, который заполняет кольцевую зону 25, окружающую центральный поток 26 первичного газообразного продукта сгорания.

На фиг.2 показан поперечный разрез расширяющейся части в месте расположения вторичных форсунок топлива и окислителя. Показано несколько форсунок 24, при этом форсунки топлива чередуются с форсунками окислителя и они распределены по окружности расширяющейся части. Топливо и окислитель из каждой пары форсунок встречаются внутри сопла и сгорают с образованием кольцевого потока вторичного газа. При взлете вторичное топливо и окислитель впрыскивают через все форсунки вторичного топлива и окислителя в матрице с образованием максимального потока вторичного газа в кольцевой зоне и уменьшением расширения первичного газового потока в центральной зоне. По мере подъема летательного аппарата и потери массы уменьшаются требования к тяге, и поскольку наружное давление падает, то постепенно устраняется опасность возникновения отрицательной составляющей тяги вследствие перерасширения центрального газового потока. Для согласования с этими изменениями дросселируют форсунки вторичного топлива и окислителя, уменьшая тем самым непрерывным образом вторичную тягу.

Источники вторичного топлива и окислителя могут быть отдельными источниками, независимыми от топлива и окислителя, используемыми для первичного сгорания. В качестве альтернативного решения можно использовать общие источники как для первичных, так и вторичных форсунок, как для топлива, так и для окислителя, при этом питание вторичных форсунок отводится отдельно из общего источника. Конструкция, конфигурация и расположение форсунок, источников и магистралей подачи входят в компетенцию опытного ракетного инженера.

Приведенное выше описание фокусируется на частных вариантах выполнения с целью пояснения и иллюстрации. Другие варианты выполнения и модификации являются очевидными для специалистов в данной области техники после ознакомления с данным описанием, при этом такие варианты выполнения и модификации входят в объем изобретения, определяемого прилагаемой формулой изобретения.