RU2640903C1 - Liquid-propellant rocket engine chamber with controlled nozzle - Google Patents

Abstract

FIELD: engine devices and pumps.SUBSTANCE: chamber comprises a cooled part of nozzle and an uncooled header of carbon-carbon composite material, steering assemblies and a frame, according to the invention, in the uncooled header, there are niches in which several sections of a detachable earth nozzle are disposed, having rotation shafts tangential in the area of the joint of uncooled header cooled part of the nozzle, mounted in brackets fixed to the cooled part of nozzle and connected by steering units to the engine frame.EFFECT: increasing the efficiency and reliability of work along the entire rocket flight path.3 dwg

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя.The invention relates to liquid rocket engines operating on the first and second stages of the launch vehicle.

Использование на первых ступенях ракет сопел с неизменной степенью расширения приводит к потерям тяги: у Земли (до 20%) - за счет перерасширения продуктов сгорания, на высоте - за счет недорасширения.The use of nozzles with a constant degree of expansion at the first stages of rockets leads to loss of thrust: at the Earth (up to 20%) - due to over-expansion of combustion products, at altitude - due to under-expansion.

К числу известных способов, позволяющих повысить эффективность работы ЖРД по траектории, относятся:Among the known methods to improve the efficiency of the LRE along the path include:

- вдув генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла;- blowing the generator gas into the supersonic part of the nozzle;

- выдвижение щитков в сверхзвуковую часть сопла;- the extension of the shields in the supersonic part of the nozzle;

- регулирование степени расширения за счет изменения площади критического сечения;- regulation of the degree of expansion by changing the area of the critical section;

- изменение степени расширения за счет выдвижных насадков.- change in the degree of expansion due to retractable nozzles.

Все перечисленные способы имеют существенные недостатки, так как не позволяют, повысить удельный импульс тяги по всей траектории и увеличивают массу и габариты двигателя.All these methods have significant drawbacks, as they do not allow to increase the specific thrust momentum along the entire trajectory and increase the mass and dimensions of the engine.

Известна конструкция ЖРД с удаляемой вставкой, выбранная за прототип, описана в заявке по авторскому свидетельству №315198.A known design of rocket engine with removable insert, selected for the prototype, is described in the application for copyright certificate No. 315198.

Недостатком данной конструкции является большая масса механизма сброса вставки, которую необходимо удалить при выходе из плотных слоев атмосферы. При этом удаление вставки требует отчуждения большой площади земельного участка в районе ее падения. Кроме того, данная конструкция реализует ступенчатое регулирование тяги, не обеспечивает плавное регулирование по всей траектории полета и, следовательно, не позволяет получить существенный выигрыш удельного импульса тяги по всей траектории полета.The disadvantage of this design is the large mass of the insert discharge mechanism, which must be removed when leaving the dense atmosphere. Moreover, the removal of the insert requires the alienation of a large area of the land in the area of its fall. In addition, this design implements step-by-step regulation of thrust, does not provide smooth regulation along the entire flight path and, therefore, does not allow to obtain a significant gain in specific impulse of thrust along the entire flight path.

Предлагаемое изобретение устраняет указанные недостатки прототипа и решает техническую задачу повышения эффективности и надежности работы ЖРД по всей траектории полета ракеты.The present invention eliminates these disadvantages of the prototype and solves the technical problem of increasing the efficiency and reliability of the LRE along the entire flight path of the rocket.

Поставленная техническая задача решается тем, что камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом, содержащая охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющие валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя.The stated technical problem is solved in that the chamber of a liquid-propellant rocket engine with an adjustable nozzle, comprising a cooled part of the nozzle and an uncooled nozzle made of carbon-carbon composite material, steering units and a frame, according to the invention, niches are made in an uncooled nozzle in which several sections of a split earth nozzle are located having shafts of rotation located tangentially in the area of the junction of the uncooled nozzle with the cooled part of the nozzle, mounted in brackets secured to the azhdaemoy nozzle portion and connected to steering assemblies to the engine frame.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3.The essence of the invention is illustrated by the circuits shown in FIG. 1, 2, 3.

На фиг. 1 показана камера, содержащая охлаждаемую часть сопла 1, неохлаждаемый насадок из УУКМ 2, вал 3, кронштейны 4, рулевые агрегаты 5, раму 6.In FIG. 1 shows a chamber containing the cooled part of the nozzle 1, uncooled nozzles from UUKM 2, shaft 3, brackets 4, steering units 5, frame 6.

На фиг. 2 показан фрагмент камеры с расположением секций земного сопла 7 в убранном положении.In FIG. 2 shows a fragment of the chamber with the location of the sections of the earth nozzle 7 in the retracted position.

На фиг. 3 показан фрагмент камеры с расположением секций земного сопла 7 в рабочем положении.In FIG. 3 shows a fragment of the chamber with the location of the sections of the earth nozzle 7 in the working position.

Камера работает следующим образом.The camera operates as follows.

Перед запуском двигателя из ниш неохлаждаемого насадка 2 поворачиваются секции земного сопла 7 и устанавливаются в рабочее положение, образуя земное сопло, состоящее из нескольких секций. В зависимости от количества секций выходное сечение земного сопла будет иметь вид выпуклого четырехугольника или многоугольника.Before starting the engine from the niches of the uncooled nozzle 2, the sections of the earth nozzle 7 are rotated and installed in the working position, forming an earth nozzle consisting of several sections. Depending on the number of sections, the output section of the earth nozzle will look like a convex quadrangle or polygon.

При работе двигателя в плотных слоях атмосферы продукты сгорания поступают в земное сопло и в результате организуется расчетный режим истечения.When the engine is operating in dense atmospheric layers, the combustion products enter the earth’s nozzle and, as a result, the calculated flow regime is organized.

По мере выхода ракеты из плотных слоев атмосферы секции земного сопла 7, в соответствии с циклограммой работы двигателя, с помощью рулевых агрегатов 5 плавно поворачивается на валу 3 и устанавливается в нишах неохлаждаемого насадка 2. Таким образом и в разряженных слоях атмосферы также реализуется расчетное истечение продуктов сгорания.As the rocket leaves the dense layers of the atmosphere, the sections of the earth nozzle 7, in accordance with the engine operation diagram, rotate smoothly on the shaft 3 with the help of steering units 5 and are installed in the niches of the uncooled nozzle 2. Thus, calculated discharge of products is also realized in the discharged layers of the atmosphere combustion.

Таким образом, в процессе полета ракеты по всей траектории, от плотных слоев атмосферы до разряженных, в двигателе реализуется практически расчетный режим работы.Thus, during the flight of the rocket along the entire trajectory, from the dense layers of the atmosphere to the discharged, an practically calculated operating mode is realized in the engine.

Предложенное техническое решение позволяет повысить надежность и эффективность работы ЖРД по всей траектории полета на 5-7%, а также исключить отчуждение большой площади земельного участка.The proposed technical solution allows to increase the reliability and efficiency of the LRE throughout the flight path by 5-7%, and also to eliminate the alienation of a large area of the land.

Claims (1)

Камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом, содержащая охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, отличающаяся тем, что в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющих валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя.A liquid-propellant rocket engine chamber with an adjustable nozzle, comprising a cooled part of the nozzle and an uncooled nozzle made of carbon-carbon composite material, steering units and a frame, characterized in that niches are made in the uncooled nozzle, in which several sections of a split earth nozzle are located, having rotation shafts, located tangentially at the junction of the uncooled nozzle with the cooled part of the nozzle, mounted in brackets mounted on the cooled part of the nozzle and connected by steering units Atami with the engine frame.

Images