способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа

Формула изобретения

1. Способ создания аэродинамического сопла двигательной установки в виде составного соплового блока, включающий создание внешнего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего потока газов из внутренней полости центрального тела, отличающийся тем, что подачу внутреннего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел Лаваля жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижнюю кромку единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещают с нижней кромкой укороченного центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя.

2. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки, включающей первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом, отличающийся тем, что единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя вложено во внутреннюю полость укороченного центрального тела, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижняя кромка единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с нижней кромкой укороченного центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя.

3. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки по п.2, отличающийся тем, что имеет внутреннюю полость укороченного центрального тела, которая выполнена в профиле плоского штыря.

4. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки по п.2, отличающийся тем, что имеет внутреннюю полость укороченного центрального тела, которая выполнена в профиле круглого штыря.

5. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки по п.3, отличающийся тем, что имеет единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, которое оснащено линейной камерой сгорания.

6. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки по п.4, отличающийся тем, что имеет единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, которое оснащено кольцевой камерой сгорания.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), выполненным по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, и может быть использовано при создании или модернизации маршевых многокамерных двигательных установок (ДУ) с центральным телом (ЦТ) для улучшения высотных характеристик ЖРД (повышения среднего по траектории удельного импульса) каждой из ДУ первой и второй ступеней, параллельно расположенных в хвостовых отсеках двухступенчатых ракет-носителей (РН), например собранных по конструктивно-компоновочной схеме типа «пакет».

Известны ДУ РН с аэродинамическими соплами (английское название aerospike engine), показанные на фигурах 5, 6, 7 и 8. Известные аэродинамические сопла оснащены ЦТ в виде конуса (фиг. 1), имеющего круглую форму (круглый штырь) или плоскую форму (плоский штырь) [1, 3-9]. Наиболее полный обзор конструкций различных аэродинамических сопел ЖРД США представлен в статье [6]. К ним относятся плоские и осесимметричные сопла с ЦТ (фиг. 5 и 6) с наклонной («прикрытой») обечайкой, ультракороткие кольцевые сопла с ЦТ и с потоком в минимальном сечении, направленным к оси симметрии, а также тарельчатые сопла (фиг. 7 и 8) со звуковым потоком, направленным от оси симметрии. Практический интерес к проектам таких сопел обусловлен их авторегулируемостью. Авторегулируемость аэродинамических сопел обеспечивается автоматическим уменьшением интенсивности пучка волн разрежения (характеристик) 16 на фиг. 11-13, возникающих при обтекании обечайки.

Известные аэродинамические сопла (штыревые сопла), представленные на фиг. 1, 5 и 6, а также тарельчатые сопла на фиг. 7 и 8 обладают свойством авторегулируемости. Разгон потока в этих соплах происходит в пучках волн разрежения (характеристик) с центрами на кромке тарели в тарельчатом сопле или на внешней кромке первичного сопла при наличии штыря [8, 9].

Для создания внешнего сверхзвукового потока газов в известных ДУ с ЦТ [8, 9] используют первичные камеры сгорания ЖРД с укороченными соплами Лаваля (фиг. 2 и 3) [6], которые располагают под углом к оси ЦТ по кольцу верхней кромки круглого ЦТ или по двум линиям верхней кромки плоского ЦТ (фиг. 6) [2].

С целью уменьшения общих продольных размеров конструкции РН и многокамерной ДУ с ЦТ используют известный способ укорочения первичного спрофилированного ЦТ (фиг. 1) до 30% от длины первичного спрофилированного ЦТ (фиг. 5). Этот способ приводит к потере удельного импульса до 15% [1, 2]. Для частичной компенсации потерь удельного импульса в донную область укороченного ЦТ в известных способах создания аэродинамического сопла осуществляют подачу дозвукового потока выхлопных газов из турбонасосного агрегата (ТНА), например в ЖРД J-2T-250k США [8].

Известный способ создания потока выхлопных газов ТНА в донной области укороченного ЦТ в ДУ J-2T-250k США (проект Rocketdyne, 1967, в статье [8]) принимаем в качестве аналога предлагаемого изобретения «Способ ». Недостаток этого способа заключается в том, что он не обеспечивает необходимый расход газа для компенсации потери удельного импульса аэродинамического сопла при больших размерах ЦТ многокамерных ДУ РН среднего, тяжелого и сверхтяжелого класса (например, в проектах США по созданию многокамерных ДУ с ЦТ для РН сверхтяжелого класса типа РН «Нова» [5]). Кроме того, при использовании в многокамерных ДУ первой ступени РН более мощных ЖРД, выполненных по закрытой схеме с дожиганием выхлопных газов ТНА в камерах сгорания ЖРД, известный в аналогах США способ подачи дозвукового потока выхлопных газов из ТНА в донную область укороченного ЦТ не может быть реализован. Например, известный способ не может быть реализован в многокамерной ДУ первой ступени РН типа «Атлас-5» тяжелого класса, оснащенной 16 камерами сгорания в составе 8 двухкамерных ЖРД РД-180, выполненных по закрытой схеме с дожиганием выхлопных газов ТНА, расположенными по внешнему периметру хвостового отсека пакета блоков первой ступени вокруг четырехкамерной ДУ ЖРД РД-0120 второй ступени РН. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, известная схема аналога США неприемлема, т.к. не может обеспечить расход выхлопных газов в донную область укороченного ЦТ для компенсации потерь удельного импульса в результате укорочения ЦТ.

При больших поперечных размерах укороченного ЦТ при работе многокамерной ДУ с расположением первичных камер сгорания по периметру ЦТ на первой ступени РН приводит к возникновению на днище ЦТ замкнутых объемов, где вследствие эжекции газа из донной области истекающими потоками газа ДУ первой ступени создается отрицательное давление, что приводит к потере общей тяги многокамерного ДУ [2, 4].

Целью настоящего изобретения является улучшение высотной характеристики (повышение среднего по траектории полета удельного импульса) многокамерной ДУ первой и второй ступени РН с ЖРД, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней (блоков первой и второй ступеней с единой многокамерной ДУ).

Цель изобретения достигается тем, что во внутреннюю полость укороченного ЦТ 3 (фиг. 6, 9-17) многокамерной ДУ с ЖРД 14, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа с укороченными соплами Лаваля первичных камер сгорания 7, расположенных в верхней части по периметру укороченного ЦТ 3 на первой ступени РН, помещают единое тарельчатое сопло 6 ЖРД 18 ДУ второй ступени РН.

Для создания предложенного аэродинамического сопла двигательной установки в виде составного соплового блока осуществляют создание внешнего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего потока газов из внутренней полости центрального тела. При этом согласно изобретению подачу внутреннего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел Лаваля жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела. Нижнюю кромку единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещают с нижней кромкой укороченного центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя.

Предложенный составной сопловой блок многокамерной двигательной установки включает первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. При этом согласно изобретению единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя вложено во внутреннюю полость укороченного центрального тела, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела. Нижняя кромка единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с нижней кромкой укороченного центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя.

Предпочтительно внутренняя полость укороченного центрального тела выполнена в профиле плоского или круглого штыря. При этом единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя может быть оснащено линейной или кольцевой камерой сгорания.

Сущность изобретения «Способ » и составной сопловой блок для осуществления способа поясняется рисунками на фиг. 1-17.

На фиг. 1 представлено продольное сечение первичного спрофилированного ЦТ ДУ первой ступени РН.

На фиг. 2 представлено продольное сечение первичного спрофилированного круглого сопла Лаваля ДУ первой ступени РН.

На фиг. 3 представлено продольное сечение укороченного сопла до 30% от длины первичного спрофилированного сопла Лаваля ДУ первой ступени РН на фиг. 2.

На фиг. 4 представлено продольное сечение укороченного сопла до 30% от длины первичного спрофилированного сопла Лаваля ДУ второй ступени РН.

На фиг. 5 представлено продольное сечение ЦТ, укороченного до 30% от длины первичного спрофилированного ЦТ на фиг. 1.

На фиг. 6 представлено продольное сечение укороченного ЦТ с укороченными первичными соплами Лаваля многокамерной ДУ с ЖРД, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа первой ступени РН, расположенными под углом к оси ЦТ, где L - длина укороченного ЦТ первой ступени РН.

На фиг. 7 представлено продольное сечение тарельчатого сопла ДУ второй ступени РН с кольцевым или линейным соплом (кольцевым или линейным штырём).

На фиг. 8 представлено продольное сечение тарельчатого сопла многокамерной ДУ второй ступени РН с единым кольцевым или линейным соплом.

На фиг. 9 представлен пример конструкции составного соплового блока с тарельчатым соплом 6 однокамерного ЖРД в ДУ второй ступени РН 2 с параллельным расположением первой 1 и второй ступеней РН 2 с кольцевой (или линейной) камерой сгорания для осуществления изобретения «Способ », где изображены: топливный бак первой ступени РН 1; топливный бак второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3 первой ступени РН 1; внутренняя полость 4 укороченного ЦТ 3; донная часть 5 укороченного ЦТ 3; тарельчатое сопло 6 однокамерного ЖРД в ДУ второй ступени РН 2; первичное укороченное сопло ЖРД 7 в многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1.

На фиг. 10 представлен пример конструкции составного соплового блока с единым тарельчатым соплом 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2 с параллельным расположением первой 1 и второй 2 ступеней РН для осуществления изобретения «Способ », где изображены: топливный бак первой ступени РН 1; топливный бак второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3 первой ступени РН 1; внутренняя полость 4 укороченного ЦТ 3; донная часть 5 укороченного ЦТ 3; единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2; первичное укороченное сопло 7 ЖРД 14 в многокамерной ДУ первой ступени РН 1.

На фиг. 11-13 представлены три рисунка, иллюстрирующие процесс авторегулирования в сопловом блоке предлагаемого изобретения «Способ » по траектории полета РН в атмосфере с набором высоты полета до нескольких десятков километров и частью траектории на высотах около 100 км и выше, где давление окружающей среды приближается к вакууму.

Для примера осуществления авторегулирования аэродинамических сопел с использованием предложенного составного соплового блока на фиг. 11-13 изображено изменение поперечных размеров и формы потоков газа, истекающих из первичных укороченных сопел Лаваля 7 многокамерной ДУ 14 с укороченным ЦТ 3 первой ступени РН 1 и внутреннего потока газов из внутренней полости ЦТ 3 для трех значений давления окружающей среды (P _h) на срезе укороченных первичных сопел 7 ЖРД по траектории полета при подъеме от уровня моря до высоты более 40 км, при котором атмосферное давление P_h уменьшается от 1 до 0,003 бар:

на фиг. 11 показано изображение формы и поперечных размеров потока газов с момента старта РН (P_h = 1 бар) и на малых высотах полета РН;

на фиг. 12 - на средних высотах полета РН (P_h = 0,5 бар);

на фиг. 13 - на больших высотах (P _h < 0,003 бар), на высотном этапе работы соплового блока в пустоте (при подъеме от уровня моря до высоты более 40 км).

Изображение формы и поперечных размеров потоков газов фиг. 11-13, истекающих из составного соплового блока на различных высотах полета РН, содержит: топливный бак первой ступени РН 1; топливный бак второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3; внутреннюю полость 4 укороченного ЦТ 3; донную часть 5 укороченного ЦТ 3; первичные укороченные сопла камер сгорания 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1; основной внешний поток газа 8, истекающего из камер сгорания первичных сопел 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1; внутренний поток выхлопных газов 9 за нижним срезом кромки укороченного ЦТ 3, истекающий из камер сгорания единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2; внутреннюю границу свободной струи внутреннего кольцевого потока газов 10, истекающего из первичных камер сгорания тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2; дозвуковое возвратное течение 11; внешнюю границу 12 свободной струи внешнего потока газов, истекающего из камер сгорания первичных сопел 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1; внутреннюю границу свободной струи внешнего потока газов 13; камеры сгорания ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1; начало внутреннего потока донного газа 15 из первичных камер сгорания единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2; пучки волн разрежения (характеристики) 16 с центрами на внешних кромках укороченных первичных сопел 7 многокамерной ДУ 14 и камер сгорания ЖРД многокамерной ДУ 18; скачки уплотнения 17 и волны сжатия 19.

На фиг. 14 - 17 представлены примеры конструкций различных видов предлагаемого составного соплового блока с использованием для осуществления изобретения «Способ » укороченного ЦТ 3, имеющего круглую форму (круглый штырь на фиг. 14, 15, 17) или плоскую форму (плоский штырь на фиг. 16).

На фиг. 14 показан общий вид сбоку на составной сопловой блок многокамерной ДУ и укороченное ЦТ 3 с круглым штырем первой ступени РН и вложенным в его внутреннюю полость единым тарельчатым соплом 6 многокамерной ДУ 18 второй ступени РН, где изображены: укороченное ЦТ 3 первой ступени РН (круглый штырь), где L - длина укороченного ЦТ; внутренняя полость 4 укороченного ЦТ 3; донная часть 5 укороченного ЦТ 3; единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания 7 с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН.

На фиг. 15 показан вид А на составной сопловой блок с круглым штырем на фиг. 13, где изображены: укороченное ЦТ 3 первой ступени РН; донная часть 5 укороченного ЦТ 3; нижняя кромка внутренней полости 4 укороченного ЦТ 3 и единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН; единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН.

На фиг. 16 показан общий вид на составной сопловой блок с плоским штырем многокамерной ДУ и укороченное ЦТ 3 плоской формы первой ступени РН с вложенным в его внутреннюю полость единым тарельчатым соплом 6 ЖРД плоской формы многокамерной ДУ 18 второй ступени РН, где изображены: укороченное ЦТ 3 плоской формы первой ступени РН; нижняя кромка донной части 5 внутренней полости укороченного ЦТ 3 плоской формы и плоского тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; донная часть 5 укороченного ЦТ 3 плоской формы; плоское единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН, линейно расположенные по двум симметричным линиям двух верхних кромок укороченного ЦТ 3 плоской формы; камеры сгорания с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН, линейно расположенные в верхней части единого плоского тарельчатого сопла 6 по двум линиям симметрично оси укороченного ЦТ 3 плоской формы первой ступени РН.

На фиг. 17 показан общий вид на составной сопловой блок с круглым штырем многокамерной ДУ и укороченное ЦТ 3 круглой формы первой ступени РН с вложенным в его внутреннюю полость единым тарельчатым соплом 6 ЖРД круглой формы многокамерной ДУ 18 второй ступени РН, где изображены: укороченное ЦТ 3 круглой формы первой ступени РН; нижняя кромка внутренней полости укороченного ЦТ 3 круглой формы и круглого единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; донная часть 5 укороченного ЦТ 3 круглой формы; круглое единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН, расположенные по кольцу верхней кромки укороченного ЦТ 3 круглой формы; расположенные по кольцу камеры сгорания с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН.

Способ создания аэродинамического сопла в виде составного соплового блока со штырем многокамерной ДУ и укороченным ЦТ 3 первой ступени РН с вложенным в его внутреннюю полость единым тарельчатым соплом 6 многокамерной ДУ второй ступени РН осуществляют следующим образом:

1 - спрофилированное ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН (фиг. 1) укорачивают до 30% от первичной длины ЦТ (фиг. 5);

2 - во внутреннюю полость 4 укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1 (фиг. 9) помещают единое тарельчатое сопло 6 (фиг. 8) ДУ второй ступени РН 2;

3 - нижнюю кромку единого тарельчатого сопла 6 ДУ второй ступени РН 2 совмещают с нижней кромкой в донной части 5 укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 (фиг. 9);

4 - создают основной внешний поток газов 8 на фиг. 11 из первичных укороченных сопел Лаваля 7 камер сгорания ЖРД многокамерной ДУ 14 с укороченным ЦТ 3 первой ступени РН 1 и внутренний поток газов 9 из единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2;

5 - обеспечивают расчетный режим авторегулирования при разгоне внешнего 8 и внутреннего потоков газов 9 в составном сопловом блоке с укороченным ЦТ 3 на фиг. 11 - 13 следующим образом:

5.1 - создают изменяемые по форме и направлению потоки газов с внешней границей 12 и внутренней границей 13 свободной струи основного внешнего потока газов 8, истекающего из камер сгорания первичных сопел 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1;

5.2 - создают изменяемый по форме и направлению внутренний поток выхлопных газов 9 за нижним срезом кромки укороченного ЦТ 3, истекающий из камер сгорания единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного ЦТ 3 первой ступени РН 1;

5.3 - обеспечивают создание дозвукового возвратного течения 11 атмосферного воздуха в донной части 5 ЦТ 3 внутри кольцевого потока выхлопных газов 9 на фиг. 11 и 12;

5.4 - обеспечивают расчетный режим авторегулируемости соплового блока автоматическим уменьшением интенсивности пучка волн разрежения (характеристик) 16 на фиг. 11-13.

Составной сопловой блок для осуществления «Способа » содержит следующие элементы конструкции:

1. Первичные укороченные сопла Лаваля 7 с укороченным ЦТ 3 в хвостовой части первой ступени РН 1 и первичные укороченные сопла Лаваля многокамерной ДУ второй ступени РН 2 с единым тарельчатым соплом 6 ЖРД, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, показанные на фиг. 10-17.

2. Единое тарельчатое сопло 6 ДУ второй ступени РН, вложенное во внутреннюю полость 4 укороченного ЦТ 3, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного ЦТ 3, показанное на фиг. 9-17.

3. Укороченное ЦТ 3, показанное на фиг. 6 и 9-17, выполненное в двух вариантах:

первый вариант устройства, когда внутренняя полость и внешняя поверхность укороченного ЦТ 3 выполнены в профиле плоского штыря на фиг. 16;

второй вариант устройства, когда внутренняя полость и внешняя поверхность укороченного ЦТ 3 выполнены в профиле круглого штыря на фиг. 14, 15 и 17.

4. Единое тарельчатое сопло 6 ЖРД ДУ второй ступени РН 2, показанное на фиг. 9, выполненное в двух вариантах:

первый вариант устройства, когда единое тарельчатое сопло 6 ЖРД ДУ 18 второй ступени РН оснащено двумя линейными камерами сгорания ЖРД, симметрично расположенными внутри полости плоского укороченного ЦТ 3 (плоского штыря);

второй вариант устройства, когда единое тарельчатое сопло 6 ЖРД ДУ второй ступени РН оснащено одной кольцевой камерой сгорания ЖРД, симметрично расположенной внутри полости круглого укороченного ЦТ 3 (круглого штыря).

5. Единое тарельчатое сопло 6 ЖРД ДУ второй ступени РН 2 показанное на фиг. 10, 13 - 16, выполнено в двух вариантах:

первый вариант устройства, когда единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН оснащено несколькими камерами сгорания ЖРД, симметрично расположенными по двум линиям внутри полости плоского укороченного ЦТ 3 (плоского штыря на фиг. 16);

второй вариант устройства, когда единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН оснащено несколькими камерами сгорания ЖРД, симметрично расположенными по кольцу внутри полости круглого укороченного ЦТ 3 (круглого штыря на фиг. 14, 15 и 17).

Использование указанной совокупности отличительных признаков, приводящих к повышению среднего по траектории полета РН удельного импульса ДУ первой и второй ступени РН с многокамерными ЖРД, выполненным по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа в других технических решениях не известно, и изобретение отвечает критерию «существенные отличия».

Применение изобретения «Способ » и составного соплового блока для осуществления способа в ракетной технике позволяет:

1. Улучшить за счет авторегулирования двух сверхзвуковых потоков газов (внешнего потока 8 вокруг укороченного ЦТ 3 и внутреннего потока 9 из единого тарельчатого сопла 6) высотные характеристики (повысить средний по траектории удельный импульс) ЖРД, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа каждой из многокамерных ДУ РН с параллельным расположением первой и второй ступеней (блоков первой и второй ступеней с единым сопловым блоком многокамерной ДУ) на этапе их совместной работы в полете РН.

2. Уменьшить потери общей тяги многокамерных ДУ при больших поперечных размерах РН с параллельным расположением первой и второй ступеней (например, собранных по схеме «пакет») за счет уменьшения замкнутых объемов в хвостовой части РН и на днище укороченного ЦТ, где вследствие эжекции газа из донной области истекающими потоками газа ДУ первой ступени создается отрицательное давление. Например, если предложить реализовать изобретение в проектах создания перспективных РН тяжелого и сверхтяжелого класса типа «Енисей» и «Русь-МТ» (Россия) и «Атлас-5» (США), а ранее в 1975 г. - в проекте РН сверхтяжелого класса «Вулкан» (СССР), выполненных по схеме «пакет» с параллельным расположением нескольких боковых блоков первой и центрального блока второй ступеней.

3. Уменьшить общую стоимость создания единого соплового блока и двух многокамерных ДУ первой и второй ступеней РН за счет использования при проектировании первой и второй ступеней РН тяжелого и сверхтяжелого класса уже существующих автономных ЖРД, ранее разработанных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа для оснащения РН легкого класса. Например, если предложить реализовать изобретение в проекте создания РН «Атлас-5», для чего использовать 16 укороченных камер сгорания в составе 8 двухкамерных доработанных ЖРД РД-180, выполненных по закрытой схеме, с дожиганием выхлопных газов ТНА, ранее разработанных ОАО «НПО Энергомаш имени академика В. П. Глушко», для оснащения РН легкого класса «Атлас-3». При этом на второй ступени РН «Атлас-5» можно предложить использовать многокамерные ДУ второй ступеней РН единое тарельчатое сопло.

Источники информации

1. Б.И.Каторгин, Л.Е.Стернин и др. Тяговые характеристики ЖРД со штырьевыми соплами, в сборнике «Труды НПО Энергомаш» № 19, 22.05.2001, с. 18-37.

2. А.Н.Крайко, Н.И.Тилляева. Профилирование сопел с центральным телом и определение оптимального направления их первичных потоков // Изв. РАН. МЖГ. 2007. № 2, с. 194-203.

3. Pao Г. Исследование новых типов ракетных сопл // Исследование ракетных двигателей на жидком топливе: Пер. с англ. / Под ред. В.А Ильинского. - М.: Мир. 1964, с. 440-449.

4. Rommel Т., Hagemann G., Schley C.A., Krulle G., Manski D. Plug Nozzle Flow-field Analysis // J. Propulsion and Power. 1997. - Vol. 13. - N. 5, p. 629-634.

5. Энциклопедия Астронавтика, Encyclopedia Astronautica, статья Nova на сайте http://www.astronautix.com/lvs/nova.htm.

6. Обзор конструкций различных аэродинамических сопел ЖРД США, статья на сайте http://www.aerospaceweb.org/design/aerospike/aerospike.shtml.

7. O'Leary R.A., Beck J. E. Nozzle Design статья в журнале Pratt & Whitney Rocketdyne's engineering journal of power technology, 1992, статья на сайте http://www.pwrengineering.com/articles/nozzledesign.htm.

8. Проект ДУ с центральным телом Rocketdyne, Boeing Company, Rocketdyne Division, 1999, статья на сайте http://www.answers.com/topic/ aerospike-engine.

9. Сипола Д. Анализ области внешнего потока круглого штыря аэродинамического сопла, Фигура 7. Аэродинамическая лаборатория John Cipolla AeroRocket, статья на сайте AeroRocket http://www.aerorocket.com/MOC/MOC.html.