КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ГАЗОДИНАМИЧЕСКИМ СПОСОБОМ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ
CHAMBER OF A LIQUID ROCKET ENGINE WITH A GAS-DYNAMIC METHOD FOR CONTROLLING THE THRUST VECTOR

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых реализован газодинамический способ управления вектором тяги. Использование изобретения позволяет повысить удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги.
Газодинамический способ управления вектором тяги основан на создании локальных зон повышенного давления на стенке сопла с целью создания бокового усилия. Для этого в основной поток продуктов сгорания в камере через отверстия вдувается струя жидкости или газа, которая при взаимодействии с основным потоком приводит к отрыву потока и созданию бокового усилия. Чаще всего для управления вектором тяги используется, вдув генераторного газа.
Расположение отверстий вдува оказывает существенное влияние на эффективность управления вектором тяги, чем ближе они к критическому сечению камеры, тем больше площадь стенки на которую действует повышенное давление и тем меньше необходимый массовый расход вдуваемого генераторного газа для создания требуемого бокового усилия, и, соответственно выше удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.
Известна конструкция камеры жидкостного ракетного двигателя РД-857 для второй ступени баллистической ракеты РТ-20 (8К99) и созданная на ее основе конструкция камеры жидкостного ракетного двигателя РД-862 (принята за прототип) для второй ступени баллистической ракеты MP УР-100 (см. «История создания ЖРД КБЮ», Наука и техника, №10 (149), октябрь 2018).
Недостатком данной конструкции является расположение отверстий вдува генераторного газа на неохлаждаемой части сопла на значительном расстоянии от критического сечения камеры, что существенно снижает эффективность управления вектором тяги и, соответственно, удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.
Повышение удельного импульса тяги путем расположения отверстий вдува ближе к критическому сечению камеры вызывает конструктивные трудности в связи с необходимостью расположения отверстий вдува генераторного газа в охлаждаемой части сопла, которая содержит ребра и каналы охлаждения.
Поставленная техническая задача решается тем, что камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги, содержащая на сверхзвуковой части коллектор тракта охлаждения и отверстия вдува генераторного газа, согласно изложению, отверстия вдува генераторного газа расположены ближе к критическому сечению камеры, чем отверстия коллектора тракта охлаждения, при этом отверстия вдува генераторного газа выполнены в стенке камеры между каналами тракта охлаждения.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3, 4.
Камера (фиг. 1) содержит сверхзвуковую часть с расположенными секторами подвода генераторного газа 4, коллектор 5 тракта охлаждения камеры 1. Сектора 4 подвода генераторного газа через магистраль 3 соединены с газораспределителем генераторного газа 2.
На фиг. 2 изображен сектор 4 подвода генераторного газа, из которого через отверстия вдува 6 в стенке камеры 7 генераторный газ поступает в проточную сверхзвуковую часть 8 камеры 1.
На фиг. 3 изображен коллектор 5 тракта охлаждения, который соединяет магистраль подвода охладителя (не показана) с трактом охлаждения камеры 1 через отверстия 9 в наружной стенке 10. На фиг. 4 изображен сектор подвода генераторного газа 4 с отверстиями вдува 6, через которые генераторный газ поступает в сверхзвуковую проточную часть 8 камеры 1, образуя прямой скачок уплотнения 11, за которым реализуется зона 12 с повышенным статическим давлением на стенке камеры 7.
Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги работает следующим образом.
При работе двигателя охладитель, в зависимости от используемой на жидкостном ракетном двигателе схемы охлаждения, из коллектора 5 через отверстия 9 в наружной стенке 10 поступает в тракт охлаждения камеры 1, или, наоборот, из тракта охлаждения камеры 1 через отверстия 9 в наружной стенке 10 собирается в коллекторе 5. При течении по тракту охлаждения охладитель огибает стенки отверстий вдува 6.
При необходимости получения бокового управляющего усилия в определенной плоскости генераторный газ из генераторной полости подается в газораспределитель 2, который направляет через магистраль 3 в сектор вдува 4, расположенный в той плоскости, где необходимо получить боковое усилие и на той части камеры, куда должно оно быть направлено.
Из сектора подвода генераторного газа 4 через отверстия 6, расположенные в стенке 7 между каналами тракта охлаждения, генераторный газ поступает в проточную сверхзвуковую полость 8 камеры 1.
В результате взаимодействия генераторного газа со сверхзвуковым потоком продуктов сгорания в полости 8 образуется прямой скачок уплотнения 11, за которым реализуется зона 12 с повышенным статическим давлением на стенке 7 камеры 1. В результате разности давлений на стенке 7 в зоне камеры за скачком уплотнения 12 и давлением на противоположной части стенки, обтекаемой невозмущенным потоком, образуется боковое управляющее усилие.
Когда необходимость в получении бокового управляющего усилия пропадает, подается соответствующая команда на газораспределитель 2, и подача генераторного газа в сектор подвода генераторного газа 4 прекращается; обтекание всех поверхностей сверхзвуковой части камеры осуществляется невозмущенным равномерным потоком продуктов сгорания.
Таким образом, выполнение отверстий вдува генераторного газа между каналами тракта охлаждения позволяет расположить сектора подвода генераторного газа в непосредственной близости к критическому сечению камеры, что снижает массовый расход вдуваемого генераторного газа для создания требуемого бокового усилия и, соответственно, повышает удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.