Многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с сложнопрофилированным центральным телом

Полезная модель относится к ракетно-космической технике, в частности к компоновкам маршевых многокамерных двигательных установок (ДУ) одноступенчатых ракет-носителей (РН) среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. ДУ оснащены многокамерными жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), расположенными вокруг центрального тела, начинающие одновременно работать с момента старта и имеющие сопла с авторегулированием степени расширения.
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 является сложность изготовления соплового блока, совмещенного с центральным телом, и трудоемкость испытаний и отработки.
Техническим результатом заявляемой полезной модели является увеличение эффективности истечения продуктов сгорания и повышение удельного импульса двигательной установки на всем протяжении траектории полета РН, а также упрощение испытаний, отработки и изготовления соплового блока.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в маршевой многокамерной двигательной установке ракеты-носителя с центральным телом, содержащей жидкостные камеры сгорания, расположенные вокруг центрального тела, применены отдельные камеры сгорания, не соединенные между собой и имеющие укороченные в критическом сечении сопла Лаваля, компоненты топлива в которые подаются по отдельным трубопроводам. Это позволяет отрабатывать каждую камеру в отдельности. Входной профиль центрального тела спрофилирован как продолжение газодинамического профиля отдельных сопел, при этом сопла Лаваля наклонены относительно оси и собраны в единый кольцевой пакет. Это позволяет увеличить эффективность истечения продуктов сгорания и повысить удельный импульс двигательной установки на всем протяжении траектории полета РН.
Сущность полезной модели поясняется графическим материалом, где на фиг. 1 представлен поперечный разрез предлагаемой конструкции маршевой многокамерной двигательной установки ракеты-носителя с центральным телом.
На фиг. 1 представлена маршевая многокамерная двигательная установка ракеты-носителя с центральным телом, содержащая камеры жидкостных ракетных двигателей 1, расположенные вокруг центрального тела 2, общего для этих камер. Камеры ЖРД имеют сопла Лаваля 3. наклоненные относительно оси сопла, и собраны в единый кольцевой пакет. Центральное тело начинается от нижних, ближайших к оси компоновки выходных кромок этих сопел.
Входной профиль центрального тела повторяет продолжение выходного профиля сопел с учетом газодинамического профилирования сопел для оптимального течения продуктов сгорания (фиг. 2). Далее входной профиль центрального тела, продолжающий профиль сопел, переходит в общий профиль центрального тела, образованный газодинамическим профилированием сопла с центральным телом.
Маршевая многокамерная двигательная установка ракеты-носителя с центральным телом работает следующим образом:
В каждой отдельной камере сгорания происходит сгорание жидких компонентов топлива ДУ. Продукты сгорания создают газовый поток, который двигаясь через сопло Лаваля начинает обтекать наружную поверхность центрального тела. Благодаря сложному входному профилю центрального тела повторяющего выходное сечение сопла Лаваля, газовый поток двигается равномерно, без завихрений и ударных сопротивлений.
Предлагаемая маршевая многокамерная двигательная установка ракеты-носителя обеспечивает повышение среднего по траектории полета удельного импульса тяги многокамерных двигательных установок ракетоносителя и уменьшение донного сопротивления этих ступеней.
Применение полезной модели в ракетной технике позволяет:
1. Улучшить высотные характеристики ДУ за счет авторегулирования степени расширения по высоте. При этом, согласно полезной модели, в технологии профилирования сопел предварительного расширения с круглым минимальным сечением и круглым выходным сечением используется плавный переход от существующего круглого поперечного сечения в выходной части сопла камеры к соответствующей круглой форме входного сечения той части центрального тела, которая организует продолжение потока продуктов сгорания.
2. Уменьшить стоимость создания и экспериментальной отработки маршевых многокамерных ДУ за счет использования ранее созданных ЖРД в качестве одиночных камер сгорания ДУ.
3. Обеспечить возможность многократного использования элементов многокамерной ДУ.
4. Создать одноступенчатый РН с ДУ, работающей в оптимальном режиме тяги на протяжении всей траектории полета РН.