СТУПЕНЬ РАКЕТОНОСИТЕЛЯ, РАБОТАЮЩЕГО В ПЛОТНЫХ И РАЗРЯЖЕННЫХ СЛОЯХ АТМОСФЕРЫ
STAGE OF BOOSTER OPERATING IN DENSE AND RAREFIED LAYERS OF ATMOSPHERE

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и различной компоновке их в составе первой ступени ракетоносителя.
Для решения космических задач требуется создание высокоэффективных и надежных ЖРД. Получение высокой эффективности ЖРД может быть достигнуто за счет использования вместо первой и второй ступеней в ракетоносителе двухрежимного жидкостного двигателя, который имел бы характеристики у земли, подобные двигателю первой ступени, а на высоте - двигателю второй ступени.
К числу известных способов, позволяющих повысить эффективность работы ЖРД по траектории, относятся изложенные в патентах на изобретение РФ №2638420 от 05.07.2016 г. и №2682466 от 21.06.2018 г.
Недостатком описанных в них конструкций является сложность в охлаждении кольцевого критического сечения и существенного увеличения охлаждаемой поверхности (патент №2682466), что приводит к ухудшению массовых характеристик и понижению энергетических.
В конструкции жидкостного ракетного двигателя для первой ступени носителя, изложенной в патенте на изобретение №2626617 от 11.05.2016 г., вокруг центрального тела расположены сверхзвуковые сопла с обтекателями.
Недостаток данной конструкции состоит в том, что центральное тело занимает большую площадь поперечного сечения ступени, что не позволяет существенно увеличить тягу двигателя.
В книге «Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей» авторов А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев и др. на стр. 342 (рис. Х.22) приведены схемы расположения двигателей вокруг центрального тела, объединенные общим наружным и внутренним сверхзвуковым контуром.
На рис. Х.23 приведена схема многокамерного двигателя большой тяги на основе отдельных двигателей, объединенных соплом внутреннего расширения - принятая за прототип.
Недостатком вышеописанных конструкций и прототипа является:
- наличие газодинамических потерь из-за взаимного пересечения сверхзвуковых струй в сопле внутреннего расширения;
- неиспользование полностью миделя ступени при расположении отдельных двигателей по кольцу вокруг центрального тела;
- увеличение массы ступени при выполнении сопла внутреннего расширения с регенеративным охлаждением.
Перечисленные недостатки устраняются предлагаемым изобретением, которое решает техническую задачу повышения среднетраекторного удельного импульса ступени ракетоносителя, снижения массы и повышения надежности.
Поставленная задача решается тем, что ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы, содержащая жидкостные ракетные двигатели с соплами предварительного (земного) расширения, кольцевую обечайку, закрепленную с корпусом ступени, обтекатели и общую юбку, согласно изложению, юбка выполнена из углерод-углеродного композиционного материала, закреплена с кольцевой обечайкой, в которой выполнены отверстия для подачи горючего на внутреннюю поверхность юбки, а на торцевой поверхности между соплами предварительного расширения, занимающими весь мидель ступени, и юбкой установлены обтекатели, образованные пересечением поверхностей сопел предварительного расширения и поверхности юбки.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1-4.
Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы (фиг. 1), включает в себя:
- жидкостные ракетные двигатели 1 с соплами предварительного расширения 2, установленные в корпусе ракетоносителя 3;
- юбку 4, закрепленную с обечайкой 6;
- обтекатели 5, выполненные из углерод-углеродного композиционного материала, установленные на торцевой поверхности между соплами предварительного расширения 2.
На фиг. 2 показан вид А со стороны юбки, где:
2 - сопла предварительного расширения;
3 - корпус;
4 - юбка, выполненная из углерод-углеродного композиционного материала;
5 - обтекатели из углерод-углеродного материала, образованные пересечением поверхностей сопел предварительного расширения 2 и поверхности юбки 4;
7 - отверстия для подачи горючего.
На фиг. 3 показан элемент I крепления юбки 4 с обечайкой 6, в которой выполнены отверстия 7 для защиты внутренней поверхности юбки 4 от продуктов сгорания, вытекающих из сопел предварительного расширения 2.
На фиг. 4 показан фрагмент крепления обтекателя 5 с корпусом 3 и расположение отверстий 7 между юбкой 4 и обтекателем 5.
Ступень ракетоносителя работает следующим образом.
По соответствующим командам подаются компоненты топлива в жидкостные двигатели 1 и подача горючего из обечайки 6 и отверстия 7 на внутреннюю поверхность юбки 4. После воспламенения продукты сгорания компонентов топлива из сопел предварительного расширения 2 поступают в юбку 4, обтекая поверхности обтекателей 5. Благодаря обтекателям 5, газовые струи из сопел предварительного расширения 2 создают на поверхности обтекателей 5 дополнительное давление (вместо пониженного донного давления на поверхности между соплами предварительного расширения). При выходе из плотных слоев атмосферы часть ракетных двигателей отключается, и в разряженных слоях атмосферы работают не отключенные двигатели, выполняя функцию второй ступени.
Предложенное техническое решение уменьшает линейный размер ракетоносителя (одна ступень вместо двух), увеличивает тягу, снижает массу и повышает эффективность его полета по всей траектории полета.