Многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания

Полезная модель относится к области ракетно-космической техники, а именно к компоновке многокамерных жидкостных ракетных двигателей с центральным телом, оснащенными блоком подвижных камер сгорания.
Из уровня техники известна компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком (патент RU 2610873, МПК F02K 9/97), оснащенной ракетными блоками первой и второй ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, содержащая охлаждаемые камеры жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) первой ступени, расположенные вокруг укороченного центрального тела общего для этих камер штыревого сопла, и камеры сгорания второй ступени, расположенные во внутренней полости этого укороченного центрального тела около их общего круглого тарельчатого сопла, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками ступеней. Укороченное центральное тело штыревого сопла двигательной установки первой ступени и тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени выполнены в виде единого соплового блока, соосного с продольной осью ракетных блоков первой и второй ступеней. Охлаждаемые камеры ЖРД первой ступени ракеты-носителя имеют сопла Лаваля предварительного расширения с круглым минимальным сечением и прямоугольным выходным сечением, наклоненным относительно оси сопла, и собраны в единый кольцевой пакет с жестким соединением между собой боковых выходных кромок соседних сопел Лаваля предварительного расширения, а центральное тело штыревого сопла начинается от нижних, ближайших к оси компоновки выходных кромок этих сопел. Плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения расположены перпендикулярно к продольной оси укороченного центрального тела. Огневая поверхность неохлаждаемого укороченного центрального тела, изготовленного из композиционного материала, спрофилирована как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения. Изобретение обеспечивает повышение среднего по траектории полета удельного импульса тяги многокамерных двигательных установок первой и второй ступеней ракетоносителя и уменьшение донного сопротивления этих ступеней.
Недостатком данного изобретения являются возникающие потери на поворот потока в условиях атмосферы, из-за чего центральное тело неэффективно на начальной траектории полета.
Техническим результатом данной полезной модели является снижение потерь на поворот потока, образующиеся на центральном теле.
Указанный эффект достигается за счет того, что в многокамерной жидкостной ракетной двигательной установке с центральным телом, содержащей жидкостные камеры сгорания, расположенные вокруг центрального тела, камеры сгорания являются поворотными, а трубопроводы, соединяющие бак с топливом и камеры сгорания, изготовлены из сплава нитинол. Это позволяет уменьшить потери, создаваемые при трении потока продуктов сгорания о центральное тело. Способ уменьшения потерь заключается в повороте камер сгорания по мере набора высоты (изменения внешнего давления). Поворот камер осуществляется трубопроводами из сплава нитинол.
Сплав нитинол обладет эффектом памяти - явление возврата к первоначальной форме при нагреве. Мартенсит в материалах с эффектом памяти формы является термоупругим. Эта структура состоит из кристаллов в виде тонких пластин, которые вытягиваются в наружных слоях, а во внутренних - сжимаются. «Носителями» деформации являются межфазные, двойниковые и межкристаллитные границы. После нагрева деформированного сплава появляются внутренние напряжения, пытающиеся вернуть металл в начальную форму.
Использование трубопроводов из сплава нитинол позволяет снизить массу конструкции, а также уменьшить количества подвижных частей. Такие трубопроводы не требуют использования пневматических, электромагнитных или гидравлических устройств.
Сущность полезной модели объясняется графическим материалом, где на фиг. 1 представлен общий вид предлагаемой конструкции двигательной установки.
На фиг. 1 представлена многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания, содержащая камеры сгорания 1, расположенные вокруг центрального тела 2. Камеры закреплены на раме 3, трубопроводы 4, выполненные из сплава нитинол.
На фиг. 2 показано начальное положение камеры сгорания 1. Трубопровод 4 соединяется при помощи сильфонов 5
На фиг. 3 показано конечное положение камеры сгорания 1. Трубопровод деформируется под термическим воздействием, меняя положения камеры сгорания, тем самым изменяя угол выходного потока.
Многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания работает следующим образом:
На начальной траектории камеры сгорания расположены параллельно потоку, по мере набора высоты траектории камеры поворачиваются на необходимый угол, в тот момент, когда потери минимальны.
Применение полезной модели позволяет:
1. Улучшить высотные характеристики за счет уменьшения возникающих потерь на поворот потока.
2. Уменьшить массу двигательной установки за счет применения трубопроводов из сплава нитинол, поскольку не требуются дополнительные приводы для поворота камеры сгорания.