Способ повышения энергетических характеристик серийно изготавливаемых жидкостных ракетных двигателей

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, работающим на земле и в пустоте в составе ракетного блока. Способ повышения удельного импульса тяги серийно изготавливаемых жидкостных ракетных двигателей заключающийся в том, что повышают давление в камере сгорания и повышают геометрическую степень расширения сопла за счет установки соплового насадка на срезе сопла серийно изготовленной камеры или изменения контура последних секций сопла. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги и, соответственно, увеличение полезной нагрузки ракеты-носителя, выводимую на околоземную орбиту. 1 табл., 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), работающим на земле и в пустоте в составе ракетного блока.

При эксплуатации современных ракет-носителей (РН) регулярно возникает потребность повышения энергетических характеристик ЖРД для увеличения массы выводимого полезного груза (ПГ). Для этого проводится модернизация маршевых двигателей ракет-носителей (РН) и разгонных блоков, направленная на повышение удельного импульса Iy и тяги Р.

Известен способ повышения энергетических характеристик ЖРД за счет применения более эффективных компонентов ракетного топлива, так в серийно изготавливаемом двигателе 11Д511Ф был получен прирост удельного импульса тяги двигателя на 6,5 с за счет применения более эффективного углеводородного горючего «синтин» вместо керосина.

Известен способ повышения энергетических характеристик ЖРД за счет изменения элементов конструкции камеры двигателя, так в серийно изготавливаемых двигателях 14Д21(14Д22) был получен прирост удельного импульса тяги двигателя на 6,5 с за счет применения улучшенной конструкции смесительной головки с однокомпонентными центробежными форсунками.

Известен способ повышения энергетических характеристик ЖРД за счет повышения давления в камере сгорания. При этом одновременно повышается и удельный импульс тяги двигателя. Однако в области высоких давлений в камере сгорания рк = 250-300 кгс/см2 удельный импульс зависит от рк очень слабо. Форсирование по тяге проводилось, например, при модернизации двигателя первой ступени РН «Зенит» и «Ангара» от РД171М (давление в КС рк = 250 кгс/см2) к РД191 (рк = 262,6 кгс/см2) на компонентах топлива кислород-керосин. При модернизации указанных двигателей геометрия сопел оставалась неизменной.

Задачей изобретения является создание способа повышения энергетических характеристик серийно изготавливаемого ЖРД, при котором за счет увеличения давления в камере сгорания ЖРД происходит повышение тяги и удельного импульса тяги двигателя, причем без существенного изменения элементов конструкции двигателя.

Эта задача решается за счет того, что в способе повышения энергетических характеристик серийно изготавливаемого ЖРД, характеризующимся тем, что осуществляют увеличение давления в камере сгорания ЖРД и повышают геометрическую степень расширения сопла за счет установки соплового насадка на его срезе.

Технический результат заключается в том, что достигается существенное повышение энергетических характеристик серийно изготавливаемых ЖРД, что, в конечном счете, приводит к повышению массы, выводимого на орбиту ПГ.

На фиг. показана схематически камера 1 серийно изготавливаемого ЖРД, и сопловой насадок 2, устанавливаемый на срезе сопла указанной камеры.

Суть изобретения поясняется на примере серийно изготавливаемых камер ЖРД РД171М и РД191. Камера двигателя РД191 имеет более высокие энергетические характеристики, так как на номинальном режиме она форсирована по тяге по отношению к режиму работы двигателя РД171М на 5% путем увеличения давления в камере сгорания рк. Как известно, камеры ЖРД РД171М и РД191 имеют одинаковые конструкцию и геометрические параметры. Сопла этих камер имеют геометрическую степень расширения . При этом удельный импульс тяги двигателя РД191 увеличился очень незначительно. В таблице представлены результаты вариантов расчета повышения удельного импульса в пустоте Iуп и тяги в пустоте Рп серийно изготавливаемой камеры ЖРД РД191и с установленным на ее срез сопловым насадком при форсировании по отношению к тяге двигателя РД171М на 5%, 10 и 15%%. Степень расширения камеры с насадком во всех вариантах расчета выбиралась такой, чтобы давление в выходном сечении насадка ра было равно давлению на срезе сопла серийно изготавливаемой камеры двигателя РД171М ра = 0,789 кгс/см2.

Как видно из представленных в табл. данных, при увеличении давления в камере сгорания ЖРД рк возрастает, соответственно, давление на срезе сопла ра, так как газодинамическая степень расширения сопла рк/pa однозначно определяется геометрической степенью расширения сопла . При установке на срез сопла соплового насадка происходит дальнейшее расширение продуктов сгорания и давление на выходе из насадка становится меньше, чем на срезе сопла. Степень снижения давления в сопловом насадке определяется заданным профилем его контура и выбирается с учетом следующего условия: давление на выходе из соплового насадка не должно становится меньше значения, при котором начинается отрыв потока продуктов сгорания от стенок на выходе из сопла с сопловым насадком на режимах дросселирования.

Увеличение степени расширения сопла может быть реализовано путем изменения контура последних секций сопла.

Данный способ наиболее применим как на первых, так и на 2-х -3-х ступенях РН в однокамерных ЖРД, так как в многокамерных двигателях увеличение длины и диаметра выходного сечения камер не всегда реализуемо на практике из-за габаритных ограничений.

Изобретение найдет применение в ракетной технике при модернизации серийно изготавливаемых ЖРД. Это применение позволяет повысить тягу и удельный импульс тяги и, соответственно, увеличить полезную нагрузку РН, выводимую на околоземную орбиту.

Способ повышения энергетических характеристик серийно изготавливаемых жидкостных ракетных двигателей, характеризующийся тем, что осуществляют повышение давления в камере сгорания указанных ЖРД и повышают степень расширения сопла этой камеры за счет установки на ее срезе соплового насадка или изменения контура последних секций сопла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии.

Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.

Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги или создании узла дополнительной тяги ракетного двигателя. Узел отсечки тяги ракетного двигателя содержит сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла, зафиксированную в районе среза сопла, а также пиропатрон.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги или создании узла дополнительной тяги ракетного двигателя. Узел отсечки тяги ракетного двигателя содержит сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла, зафиксированную в районе среза сопла, а также пиропатрон.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию сопла, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки.

Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя содержит неподвижную часть, подвижную часть, продолжающую неподвижную часть, а также уплотнительное устройство.

Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, сопловой блок, канал подачи кислорода и канал подачи водорода, камеру распределения кислорода, камеру распределения водорода, камеру вихревой закрутки кислорода, камеру вихревой закрутки водорода.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков 1 низкого давления, двигатели 5 ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков 10 высокого давления, при этом баки 10 высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном 14 на жидкостную 11 и газовую 15 полости, при этом объемные баки 1 дополнительно сообщены с жидкостными полостями 11 малообъемных баков 10 магистрали 4, в этих магистралях 4 установлены насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 малообъемных баков 10 сообщены с входами в двигатели 5 ориентации и стабилизации, их газовые полости 15 заполнены газом наддува и герметично отдалены от жидкостных полостей 11 баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы 13 давления.

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак.

Изобретение относится к ракетной технике. Способ дросселирования тяги ЖРД, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при котором после уменьшения массовых расходов ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.

Изобретение относится к ракетным двигателям. В ракетном двигателе, содержащем газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженном системой автоматического запуска и управления, согласно изобретению газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) включает камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, при этом каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Способ создания тяги двигателя, основанный на использовании энергетических ресурсов топлива, в котором рабочее тело вводят в сопло тангенциально с критической скоростью в поперечном направлении и обеспечивают потоку круговое - вращательное движение по всей длине сопла.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для спуска отделяющихся частей ступеней ракеты после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, работающим на земле и в пустоте в составе ракетного блока. Способ повышения удельного импульса тяги серийно изготавливаемых жидкостных ракетных двигателей заключающийся в том, что повышают давление в камере сгорания и повышают геометрическую степень расширения сопла за счет установки соплового насадка на срезе сопла серийно изготовленной камеры или изменения контура последних секций сопла. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги и, соответственно, увеличение полезной нагрузки ракеты-носителя, выводимую на околоземную орбиту. 1 табл., 1 ил.

Наверх