Что такое сопла ракетного двигателя

Что такое сопла ракетного двигателя

Область исследований — термогазодинамика и тепломассообмен в ракетно-космических двигателях, теплоэнергетическом и технологическом оборудовании; механизмы, модели и методы исследований характеристик управления газовыми потоками в ракетных двигателях и элементах газоструйного технологического оборудования; расширение функциональных возможностей и улучшение характеристик систем управления вектором тяги ракетных двигателей и процессом измельчения сыпучих материалов.

Управление вектором тяги ракетного двигателя

Выявлено фундаментальные механизмы возмущения сверхзвукового потока дискретными и распределенными источниками массы и тепла, жидкими и газовыми струями, твердыми препятствиями, технологическими несовершенствами и эрозионными выносами на обтекаемой поверхности. Разработаны методики расчета локальных и интегральных, статических и динамических характеристик процесса управления газовым потоком в сопле ракетного двигателя. Методики основаны на теоретических разработках и экспериментальных данных, полученных на созданных в ИТМ уникальных исследовательских комплексах. Исследования возмущения сверхзвукового потока на моделях и натурных двигателях подтвердили разработанные физические и математические модели. Полученные результаты исследований создали научную базу для разработки новых технических решений по управлению вектором тяги традиционных и новых типов сопел ракетных двигателей, работающих на жидких, твердых и газообразных топливах.

Исследования по управлению сверхзвуковым потоком ракетных двигателей проводились в тесном сотрудничестве с ГП «КБП». Системы управления вектором тяги ракетных двигателей инжекцией в сверхзвуковую часть сопла продуктов сгорания топлива применены ГП «КБП» в ряде жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей, в частности ЖРД 15Д12, 15Д169, 11Д25, РДТТ 3Д65, 15Д206.

В процессе научного сопровождения их создания исследованы статические, динамические, тепломассообменные и эксплуатационные характеристики систем управления вектором тяги и двигателя в целом (как объекта регулирования), разработаны методы расчетов и рекомендации по проектированию и отработке подобных двигателей. Разработана математическая модель РДТТ с вдувом камерного газа в сверхзвуковую часть сопла как объекта регулирования. Показана возможность и целесообразность программного регулирования секундного расхода топлива двигателя штатными органами управления боковыми силами (клапанами вдува), что позволяет расширить функциональные возможности РДТТ и повысить его энергетические характеристики.

Созданные впервые в практике ракетостроения, эти двигатели позволили разработать ступени ракет, непревзойденные до настоящего времени по высокому уровню енергомассовых, динамических, габаритных и эксплуатационных характеристик.

Осуществлялось научное сопровождение на всех этапах отработки указанных двигателей, включая летные испытания. В частности, результаты исследований газодинамического управления вектором тяги были использованы при разработке заключения государственной комиссии по определению причин аварийного летно-конструкторского испытания ЖРД 11Д25 РН «Циклон-3» №40 Л.

В дальнейших исследованиях по данному направлению предложены новые способы, схемы и устройства управления вектором тяги жидкостных ракетных двигателей ступеней ракет-носителей и разгонных блоков космических аппаратов относительно двигателей верхних ступеней ракет (типа РД11Д25, РД861К) и разгонных блоков космических аппаратов, для которых характерны высокие степени расширения газа в сопле.

Разработана новая концепция управления вектором тяги ракетного двигателя — комбинацией механической (качанием двигателя или сопла) и газодинамической (возмущением сверхзвукового потока в сопле двигателя) систем. Преимуществом новой концепции является возможность создания неограниченного величины программного управляющего усилия и парирования с большой частотой небольших по величине возмущений полета практически без потерь удельного импульса двигателя. При этом существенно увеличивается надежность системы управления (за счет дублирования). Разработана новая концепция управления вектором тяги ракетного двигателя — комбинацией механической (качанием двигателя или сопла) и газодинамической (возмущением сверхзвукового потока в сопле двигателя) систем. Преимуществом новой концепции является возможность создания неограниченой величины программного управляющего усилия и парирования с большой частотой небольших по величине возмущений полета практически без потерь удельного импульса двигателя. При этом существенно увеличивается надежность системы управления (за счет дублирования).

Разработано решение по увеличению плотности компоновки космической степени ракеты, энергомассовых характеристик и надежности высотной насадки сопла путем применения дополнительных сбрасываемых баков, и газодинамического управления вектором тяги двигателя (возмущением сверхзвукового потока в сопле двигателя).

Показано преимущество управления вектором тяги впрыском в сопло окислительного компонента топлива, в частности через твердый интерцептор, который выдвигается в поток. Работоспособность новых схем и конструкций интерцепторних устройств подтверждена их продувками на холодном воздухе и огневыми испытаниями в составе ЖРД и РДТТ.

Возмущение потока в сопле вдувом газа Интегрирование возмущенного давления
Плотная компоновка космической ступени РДТТ с колоколообразной насадкой и интерцептором Двигатель после огневых испытаний

Новые конфигурации сопел

Показано, что в условиях жестких габаритных ограничений для плотных компоновок твердотопливных многоступенчатых ракет, работающих на металлизированном топливе, оптимальными будут новые конфигурации сопел. Разработаны новые конфигурации сопел и программно-методическое обеспечение для расчета их характеристик. Показана перспективность разработанной в ИТМ схемы тарельчатого сопла с проточным центральным телом, что позволяет сократить продольные габариты сопла и обеспечить управление вектором тяги двигателя, как по величине, так и по направлению.

Тарель с интерцептором Тарельное сопло Тарельное сопло с проточным центральным телом
Газодинамическая насадка
Тарельное сопло
Эластичное сопло

Важные результаты получены в области гидрогазодинамики и нестационарного тепломассообмена в многослойных конструкциях сложной формы и каналах переменного сечения с двухфазным потоком жидкости и газа, на базе которых разработаны методики, проведены расчеты и разработаны рекомендации по обеспечению оптимальных тепловых режимов и параметров жидкостных ракетных двигателей с многократным запуском в период его выключения.

Разработаны и исследованы принципиально новые ракетные двигатели с детонационным процессом горения топлива в камере. Показаны преимущества детонационных устройств для решения новых задач в ракетно-космической и других областях техники, в частности для повышения эффективности управления вектором тяги при решении различных прикладных вопросов отделение и отвода обтекателя степени ракеты, генерирование рабочего тела для систем управления космическим аппаратом, последовательно выгорающей конструкции многоступенчатой ракеты и др.

Испытания ДРДТТ

На экспериментальной базе ИТМ совместно с ГКБ «Южное» созданы специальные стенды «Кипящий слой», «Циклон», «Эмульгатор» и исследованы процессы сжигания кускового угля в топке с циркулирующим кипящим слоем. Предложены новые способы организации процесса над подовой решеткой с газодинамической транспортировкой и выгрузкой золошлаковых отходов по устранению диффузорного эффекта, ведущего к неустойчивости фонтанирующего слоя при транспортировке кускового угля.

Подовая решетка Эмульгатор

Исследованы процессы тонкой очистки дымовых газов с использованием гидродинамического улавливающего устройства «Эмульгатор». Определены оптимальные гидродинамические, геометрические, конструктивные и режимные параметры эмульгаторных устройств. Полученные результаты по совершенствованию топки для сжигания угля и очистки дымовых газов использованы при модернизации теплоэлектростанций Карагандаэнерго, Алма-атаэнерго, в Украине Мироновском ГРЭС и др.

Разработаны новые способы и устройства сжигания различных топлив, которые базируются на организованном пульсирующем режиме горения, обеспечивающие экономические, экологические и эксплуатационные преимущества по сравнению с существующими. Экспериментальные исследования горелок проводились на стендах, созданных в ИТМ (стенд «Теплоаппарат»), и на экспериментальной базе ГП «КБП». Разработаны, изготовлены и испытаны экспериментальные образцы горелочных устройств для ОАО «Азот» — относительно камеры сгорания системы подогрева нитрозного газа при производстве азотной кислоты ОАО «Баглейкокс»; ОАО «Гордорремстрой» и др.

Разработаны балансовая, имитационная, динамическая, стохастическая модели тонкого измельчения сыпучих материалов для идентификации технологических режимов измельчения и повышения эффективности процесса. Разработана воротниковая математическая модель процесса на основе цепей Маркова на базе результатов акустического мониторинга. Установлены акустические параметры эффективности и критерий оптимальности работы струйной мельницы. Показана возможность проведения оптимизации струйного измельчения минерального сырья на основе результатов акустического мониторинга процесса. Разработаны методы визуализации и оптимизации измельчения с использованием информационных технологий. Это позволило достичь необходимых технологических показателей при снижении энергопотребления и соблюдении контрольной дисперсности. Обоснован способ контроля дисперсности материала на основе акустического мониторинга процесса. Разработана установка «Гранулометр» для определения гранулометрического состава материалов в потоке энергоносителя. Разработанная методика контроля качества измельченного продукта значительно (в 30 раз) ускоряет процесс определения крупности готового продукта, позволяет повысить качество готового продукта и снизить потребление электроэнергии при выключении повторной переработки. Все исследования прошли проверку в промышленных условиях Вольногорского горно-металлургического комбината.

Полученные результаты основаны на теоретических исследованиях и экспериментах на базе ИТМ НАН и ГКА Украины, включая исследовательские комплексы термогазодинамики ракетных двигателей и технологических процессов: высоких затрат и давления; газодинамики управляемых потоков; детонационных устройств; газоструйного измельчения транспортировки и сушки сыпучих материалов; тепломассообмена.

Комплексы исследования объектов ракетно-космической техники

Высоких затрат и давления воздуха Газодинамики управляемых потоков
Детонационных устройств

Комплексы исследования технологических процессов

Газоструйное измельчение сыпучих материалов Транспортировка, сушка сыпучих материалов «Теплоаппарат»

На базе результатов исследований разработаны новые технические решения, более 100 из которых защищены авторскими свидетельствами и патентами на изобретения.

Следует подчеркнуть большой вклад в проведении исследования бывшего заведующего Коваленко Николая Дмитриевича, который руководил отделом в 1971-2017 годах. Коваленко Н. Д. — лауреат Государственной премии Украины за разработку основ газодинамической системы управления вектором тяги РДТТ; лауреат премии НАН Украины им. М.К. Янгеля за разработку энергетических установок, обеспечивающих высокие характеристики летательных аппаратов. Заслуженный деятель науки и техники Украины, кавалер ряда медалей и орденов.

Численное моделирование течения газа в реактивном сопле

Полный текст:

  • Статья
  • Об авторах
  • Cited By

Аннотация

Ключевые слова

Для цитирования:

Скачков С.В., Шпаковский Д.Д. Численное моделирование течения газа в реактивном сопле. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2016;(3):41-46. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-41-46

For citation:

Skachkov S.V., Shpakovskiy D.D. Numerical simulation of gas flow in jet nozzle. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2016;(3):41-46. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-41-46

Адекватность и точность математической мо­дели определяется совокупностью учитыва­емых действующих физических факторов и принимаемыми допущениями. В некоторых исследованиях, например [1, 2], показано, что для радиально равновесного потока наличие закрутки от турбины во входном сечении не влияет существенным образом на удельную тягу, но оказывает значительное воздействие на коэффициент расхода реактивного сопла. В работе [1] установлено, что полный им­пульс потока не зависит от неравномерности полного давления, температуры торможения и определяется их средними значениями при одинаковом расходе воздуха и его теплосо­держании. Поэтому в настоящее время вы­числение тяговых характеристик сопла (вну­тренней тяги) выполняется согласно методи­ке, изложенной в [3], или экспериментальным путем в аэродинамической трубе Т-58 ЦАГИ, без учета закрутки потока и распределения параметров во входном сечении. В перечис­ленных выше работах объектом исследования являются реактивные сопла, не содержащие внутренних конструктивных элементов в виде стоек или центрального тела.

В Омском мотостроительном конструк­торском бюро (АО ОМКБ) с использованием программного комплекса ANSYS CFX было выполнено численное моделирование тече­ния газа внутри реактивного сопла турборе­активного двухконтурного двигателя (ТРДД) и определение его характеристик с учетом мак­симального количества реально действующих физических факторов.

Целями проводимых исследований были проверка справедливости существующих клас­сических теоретических положений примени­тельно к реальным дозвуковым реактивным соплам и разработка адекватной математиче­ской модели для численных расчетов.

Геометрическая модель, представляю­щая собой внутренний объем проточной ча­сти реактивного сопла, создана в программе Unigraphics NX 7.5 и импортирована в препро­цессор DesingModeler программы ANSYS CFX. Внутренний объем сопла, соответствующий моделируемой расчетной области, представлен в изометрии на рис. 1. Ограничивающие по­верхности рассматриваемого объема сформи­рованы по координатам внутреннего контура реактивного сопла и наружного контура вну­треннего тела с суфлирующей трубкой.

Рис. 1. Внутренний объем реактивного сопла

Построение расчетной сетки в подпро­грамме ANSYS Meshing было выполнено ме­тодом свободного разбиения со сгущением к стенкам сопла для более точного моделирова­ния течения в области пограничного слоя. Для получения устойчивого процесса расчета гра­ничные условия были заданы в виде полного давления Р*1 вх и температуры торможения T*1 вх на входе в реактивное сопло и статического давления на срезе сопла Pc1.

Для выполнения расчетов были состав­лены две математические модели. В первой модели были заданы постоянные по сечению входа и выхода из сопла величины Р*1 вх , T*1 вх , Pc1, направление потока на входе в сопло по оси симметрии. Во второй модели — постоян­ные по сечению входа и выхода из сопла вели­чины T*1 вх, Pc1, на входе в сопло учтены рас­пределение полного давления Р*1 вх в радиальном направлении и угол закрутки потока α2. Под углом закрутки потока подразумевается угол α2 между вектором абсолютной скорости по­тока и фронтом решетки на выходе из турбины низкого давления.

Для второй математической модели рас­пределение полного давления Р*1 вх и измене­ние угла α2 потока по радиусу в зависимости от частоты вращения турбины низкого давле­ния определены на основе экспериментальных данных. Во входном сечении реактивного соп­ла были заданы составляющие вектора скоро­сти потока с помощью направляющих косину­сов в цилиндрической системе координат, определяемых зависимостями:

где nКНД, мин -1 — текущая частота вращения вала компрессора низкого давления;

г, мм — радиус, отсчитываемый от оси сопла.

Аналогичным образом задается распре­деление полного давления во входном сечении реактивного сопла:

где P1 вх ср* , кг/см 2 — полное избыточное давле­ние, осредненное по входному сечению реак­тивного сопла. Для первой математической модели P*1 вх = P*1 вх ср.

Набор величин Р*1вх, T*1вх, Pc1 определен для нескольких режимов работы в диапазоне от максимальной до минимальной тяги при рас­чете дроссельной характеристики двигателя.

Поток газа в реактивном сопле представ­ляет собой идеальную смесь компонентов про­дуктов сгорания: CO2, H2O, O2, N2. Термодина­мические свойства отдельных элементов заданы переменными в зависимости от температуры в соответствии с форматом NASA SP-273. Дина­мическая вязкость и коэффициент теплопрово­дности определялись по формуле Сатерленда.

Математическая модель сопла второго контура была выбрана на основе сравнитель­ного анализа полученных результатов расче­тов. С помощью программы ANSYS CFX-Post было выполнено построение распределения параметров газового потока в характерных се­чениях. Многовариантные расчеты, проведен­ные с использованием первой и второй матема­тических моделей, далее по тексту обозначены соответственно как первый и второй виды рас­чета. Рассмотрим полученные данные для од­ного из нормируемых режимов работы ТРДД. Распределения скорости потока v по радиусу в нескольких поперечных сечениях реактивного сопла (в области потока между стойками) для первого вида расчета представлены на рис. 2, а, а для второго — на рис. 2, б. По оси ординат на обоих рисунках отложена относительная вели­чина Y_, определяемая по соотношению

где Y — координаты точки;

h — текущая высота канала.

Рис. 2. Профили скорости потока в поперечных сечениях реактивного сопла: а — без учета закрутки; б — с учетом закрутки; 1 — вход в сопло; 2 — 69 мм от среза сопла; 3 — 22 мм от среза сопла; 4 — срез сопла

Профиль скорости для первого и второго видов расчета имеет гладкую форму, что гово­рит об отсутствии крупной турбулентности в ядре потока. Исключением является s-образ­ный излом, который наблюдается на профиле скорости для второго вида расчета в области перехода от внутреннего тела в виде конуса к цилиндрическому участку суфлирующей труб­ки, что может свидетельствовать о наличии локальной зоны отрыва потока. Изменение профиля скорости в обоих случаях при пере­ходе от сечения входа к срезу сопла определя­ется внутренней геометрией канала. Однако при этом следует отметить, что относительная форма профиля скорости (прямая линия или кривая второго порядка) сохраняется от входа до среза сопла.

Результаты расчета с учетом распределе­ния параметров на входе в сопло показывают наличие развитой отрывной зоны в потоке за вертикальными стойками. На рис. 3 представ­лено распределение избыточного давления p по поверхности конического сечения, располо­женного соосно с реактивным соплом. Суще­ственные отличия в распределении скорости v и избыточного давления p наблюдаются в об­ласти стоек. При отсутствии закрутки потока обтекание стойки происходит симметрично. При наличии закрутки поток частично тормо­зится с той стороны стойки, где происходит его натекание с существенным повышением статического давления, и ускоряется от пе­редней кромки с противоположной стороны с падением статического давления, характерным для зоны отрыва. Этот процесс создает не­равномерность скорости и полного давления, распространяющуюся вниз по течению. Данное явление подтверждается распределением полного давления на срезе сопла, представлен­ного на рис. 4, где для сравнения приведены результаты двух видов расчетов. Для первого вида расчета локальное понижение давления в турбулентном следе за вертикальными стой­ками практически совпадает с их проекцией на плоскость сечения среза сопла. В случае наличия закрутки потока наблюдается вра­щательная деформация турбулентного следа в сторону закрутки потока. Кроме того, полу­ченное поле полного давления намного более неравномерное, и зоны пониженного полного давления занимают большую часть от общей площади среза сопла в сравнении с первым видом расчета. Таким образом, течение газа внутри сопла зависит от распределения пол­ного давления и направления скорости потока во входном сечении, что, в свою очередь, пред­определяет существенные различия в уров­не газодинамических потерь при идентичной геометрии. Моделирование течения газа в ре­активном сопле необходимо выполнять с уче­том распределения полного давления и угла закрутки потока во входном сечении.

Рис. 3. Распределение избыточного давления потока: а — без учета закрутки; б — с учетом закрутки

Рис. 4. Распределение избыточного полного давления потока на срезе сопла: а — без учета закрутки; б — с учетом закрутки

Оценка влияния закрутки потока на рас­ход газа μ и удельную тягу R реактивного сопла производилась на основе ряда расчетов с переменным максимальным углом закрутки в ядре потока α2max = 60. 90° на входе. При этом был сохранен закон изменения угла α2 в радиальном направлении и средние значения параметров P*1 вх, T*1 вх, Pc1, соответствующих расчетному режиму работы. Полученные ре­зультаты представлены на рис. 5 в виде отно­сительных величин в зависимости от угла отклонения потока от осевого направления α = 90 — α 2max. Здесь μ90 и Руд90 — коэффициент расхода и удельная тяга при отсутствии закрутки потока при α 2max = 90°.

Как правило, отклонение газового потока во входном сечении реактивного сопла от осе­вого направления α 1. Чёрный Г. Г. Закрученные течения сжимаемого газа в каналах // Изв. АН СССР ОТН. 1956. № 6. С. 55–62.

2. Гостинцев Ю. А. Расходные характеристики сопла при истечении винтового потока газа // Изв. АН СССР МЖГ. 1969. № 4. С. 158–162.

3. ОСТ 100007–93. Сопла воздушно-реактивных двигателей. Метод расчета тяговых характеристик на этапе технического задания. М.: Изд-во НИИСУ, 1993.

Об авторах

Скачков Сергей Владимирович – начальник отдела испытаний и термодинамических расчетов

Область научных интересов: теория воздушно-реактивных двигателей.

Шпаковский Денис Данилович – кандидат технических наук, ведущий инженер-конструктор отдела испытаний и термодинамических расчетов

Область научных интересов: газовая динамика.

Для цитирования:

Скачков С.В., Шпаковский Д.Д. Численное моделирование течения газа в реактивном сопле. Вестник Концерна ВКО «Алмаз – Антей». 2016;(3):41-46. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-41-46

For citation:

Skachkov S.V., Shpakovskiy D.D. Numerical simulation of gas flow in jet nozzle. Journal of «Almaz – Antey» Air and Space Defence Corporation. 2016;(3):41-46. https://doi.org/10.38013/2542-0542-2016-3-41-46


Контент доступен под лицензией Creative Commons Attribution 4.0 License.

Что такое сопла ракетного двигателя

  • Фото
  • Видео
  • Ответы
  • Статьи
  • Словарь

Какие металлы используют для изготовления сопла ракетных двигателей? — Добавить тему

Вроде стеклопластик. Ткань с клеем слоями.

а помоему огнестойкую керамику.

Керамика мне кажется тяжелый материал, да и от вибрации может полопаться или треснуть.

Комментарий заблокирован

Ну и до кучи: понятно, что чем больше температура в камере сгорания, тем больше СКОРОСТЬ выхлопа и тяга ракетного двигателя, особенно это важно на старте.
Температура сгорания топлива в кислороде может быть и 10000 гр.С, но самый тугоплавкий металл, вольфрам, плавится при

3420 гр.С, что ставит предел температуре. Поэтому для изготовления камеры сгорания применяется смесь вольфрама и серебра. Серебро ИСПАРЯЕТСЯ при температуре

2860 гр.С и за счёт теплоты испарения не даёт перегреваться вольфраму, который обеспечивает механическую прочность. Конечно такая камера одноразовый вариант, но зато обеспечивает максимально возможную тягу.

Одна надежда на доведение «до ума» детонационной разновидности ЖРД, или ждём пресловутого скачка технологий.

dilettant, пока не уничтожена систему «откатов» и воровства (ведь даже в космической отрасли) до ума довести ничего не удастся. 🙁
(Когда увидел платку из чёрного ящика сбитого СУ, мне поплохело от стыда, даже сейчас передёрнуло.)

У нас на фирме, в 70-е годы, пытались разрабатывать разгонник на фторе. Удельный импульс движка на фторе выше чем на кислороде.
Но больно уж опасная эта штука фтор — в его среде горит всё (или почти все). Баки и трубопроводы изнутри были покрыты свинцом. Для фтора он как алюминий для кислорода — образует прочную оксидную пленку. Но если хоть маленькая брешь в покрытии — кранты.
Проект в итоге закрыли, слишком высокая была аварийность при отработке.

Нужна космическая верфь на орбите Луны или на самой Луне, промпроизводство тоже должно распологаться рядом, там можно строить межпланетные корабли с движками вредными для земной экологии. Придётся правда притаранить туда несколько металлических астероидов, чтоб было из чего строить.
Для каботажного транспорта придётся оставить только «чистые» технологии, никуда не денешься.

dilettant, в Нф-литературе все эти варианты давно детально проработаны — бери не хочу!

Таки я сию идею за собственную и не выдаю, просто лишний раз убеждаюсь, что фантасты правы сто крат.
Чего си. и-то мнём, пора уже начинать, тем более, что «дорожная карта» давно составлена.

«..фантасты правы сто крат..» (с)dilettant
Ну тогда из пушки на Луну, или кейворитом отгородиться и опять на Луну (или на Марс что-ли, забыл) :-))

Для добавления комментария необходимо зарегистрироваться, а затем войти на сайт используя свой логин и пароль.

Если Вы уже зарегистрировались, но забыли пароль — воспользуйтесь нашим разделом восстановления пароля.

Сопло ракетного двигателя

Владельцы патента RU 2266424:

Сопло ракетного двигателя содержит охлаждаемую часть, силовое кольцо и сопловой насадок из композиционного материала. Силовое кольцо установлено на охлаждаемой части со стороны среза сопла и соединено с охлаждаемой частью сопла через герметичный стык, выполненный в виде замкового соединения, образованного уступами с расположенной между ними прокладкой. Силовое кольцо крепится к охлаждаемой части при помощи скоб, соединенных с кольцом болтами и взаимодействующих одним концом с уступом на силовом кольце, а другим — с упорной канавкой охлаждаемой части сопла. Изобретение позволит использовать сопло в двигателях с различными габаритно-массовыми и тяговыми характеристиками. 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, содержащих охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый сопловой насадок из композиционного материала.

Как известно, чем легче ракетный двигатель и чем больше степень расширения его сопла, тем он совершеннее и обладает большей удельной тягой. Увеличение степени расширения сопла ракетного двигателя и, следовательно, длины соплового насадка позволяет получить прирост удельной тяги ракетного двигателя. Это увеличение достигается применением композиционных материалов для изготовления сопловых насадков. В сравнении с металлическими сплавами плотность углерод-углеродного или углерод-керамического композиционного материала существенно меньше, поэтому сопловой насадок из него может быть изготовлен или большей длины, или меньшей массы.

Кроме этого, на практике один и тот же ракетный двигатель может устанавливаться в разные ракеты-носители, которые в свою очередь имеют установочные отсеки разных габаритов. Соответственно, в отсек с большими габаритами можно установить ракетный двигатель в комплектации с сопловым насадком увеличенной длины и получить при этом больший удельный импульс тяги ракетного двигателя. При этом сопловой насадок изготавливается из легкого композионного материала, а присоединение соплового насадка к охлаждаемой части сопла осуществляется с помощью закрепленного на ней силового кольца.

Возможны следующие варианты изготовления сопловых насадков и закрепления их на охлаждаемой части сопла:

— первый вариант — сопловой насадок изготавливается из легкого углерод-углеродного или углерод-керамического композиционного материала, который не сваривается с металлическим сплавом охлаждаемой части сопла ракетного двигателя. Силовое кольцо при этом конструктивно требуется, см. фиг.2;

— второй вариант — сопловой насадок изготавливается из жаропрочного многослойного композиционного материала на основе металлических сплавов, который допускает сварное соединение с металлическим сплавом охлаждаемой части сопла ракетного двигателя. Силовое кольцо при этом конструктивно не требуется, см. фиг.3;

— третий вариант — сопловой насадок изготавливается из более дешевого по отношению к предыдущему варианту жаропрочного металлического сплава, который не сваривается с металлическим сплавом охлаждаемой части сопла. Силовое кольцо при этом конструктивно не требуется, см. фиг.4.

У каждого из вышеперечисленных вариантов есть свои преимущества и свои недостатки, а именно:

Показанный на фиг.4 третий вариант имеет самые низкие стоимостные показатели соплового насадка, однако плотность металлического сплава в этом случае самая большая. Т. е., если длину соплового насадка второго варианта обозначить как L2, а длину соплового насадка, изготовленного по третьему варианту, как L3, то при одинаковой массе сопловых насадков будем иметь L2>L3. Кроме этого, если длину соплового насадка, изготовленного по первому варианту, обозначить как L1, то при одинаковой массе сопловых насадков будем иметь L1>L2>L3. При этом сопловой насадок в первом варианте имеет более низкие стоимостные показатели, чем сопловой насадок второго варианта, и более высокие, чем третьего варианта. При этом для каждого конкретного предназначения ракетного двигателя может оказаться решающим то или иное из вышеприведенных качеств соплового насадка, таким образом, что все три варианта изготовления сопловых насадков одновременно оказываются актуальными и востребованными.

Известны ракетные двигатели, содержащие в составе своего сопла сопловые насадки из углерод-углеродного композиционного материала (см. журнал «Interavia», December 1999, статья «Ariane 20 years»). Известно сопло ракетного двигателя RL-10В-2, содержащее насадок из композиционного материала, закрепленный на срезе охлаждаемой части сопла (см. материалы American Institute of Aeronautics and Astronautics), которое рассматривается в качестве прототипа.

Конструкция прототипа содержит на срезе охлаждаемого сопла силовое кольцо, к которому крепится насадок из углерод-углеродного композиционного материала. Силовое кольцо крепится к охлаждаемой части сопла с помощью сварного соединения в процессе изготовления камеры сгорания двигателя в заводских условиях.

На фиг.1 показан общий вид прототипа сопла ракетного двигателя, где:

1 — охлаждаемая часть сопла ракетного двигателя,

2 — сопловой насадок из углерод-углеродного композиционного материала,

3 — силовое кольцо,

4 — сварное соединение силового кольца с охлаждаемой частью сопла,

5 — фланцевое соединение соплового насадка из углерод-углеродного композиционного материала с силовым кольцом.

Если один и тот же двигатель используется для разных ракет-носителей в нескольких комплектациях, а именно с «коротким» металлическим сопловым насадком или с удлиненным сопловым насадком из композиционного материала, из производственно-экономических соображений встает задача иметь для этих комплектаций сопло ракетного двигателя с унифицированной охлаждаемой частью сопла минимальной массы, что не допускает конструкция прототипа, так как в случае установки на охлаждаемую часть сопла ракетного двигателя силового кольца с помощью сварки будет увеличиваться ее пассивная масса и, как следствие, снижаться эффективность ракетного двигателя в случае комплектации его сопловыми насадками, для присоединения которых силовое кольцо на охлаждаемой части сопла с конструктивной точки зрения будет лишним.

Задачей изобретения является унификация сопла ракетного двигателя для обеспечения возможности его использования в двигателях с разными габаритно-массовыми и тяговыми характеристиками, получаемыми за счет возможности оперативной смены сопловых насадков под любые требуемые варианты комплектации ракетного двигателя, включая комплектацию технологическим сопловым насадком для проведения различных испытаний.

Данная задача решается тем, что в сопле ракетного двигателя, содержащем охлаждаемую часть, силовое кольцо, сопловой насадок из композиционного материала, силовое кольцо установлено на охлаждаемой части со стороны среза сопла и соединено с охлаждаемой частью сопла через герметичный стык, выполненный в виде замкового соединения, образованного уступами с расположенной между ними прокладкой, причем силовое кольцо крепится к охлаждаемой части при помощи скоб, соединенных с кольцом болтами и взаимодействующих одним кольцом с уступом на силовом кольце, а другим — с упорной канавкой охлаждаемой части сопла.

На фиг.2, фиг.3 и фиг.4 показан общий вид заявляемого сопла ракетного двигателя в разных комплектациях и на фиг.5, фиг.6 показана конструкция соединения соплового насадка из углерод-углеродного композиционного материала с охлаждаемой частью сопла ракетного двигателя, где:

1 — охлаждаемая часть сопла ракетного двигателя,

2 — сопловой насадок из углерод-углеродного композиционного материала,

3 — силовое кольцо,

5 — фланцевое соединение соплового насадка из углерод-углеродного композиционного материала с силовым кольцом,

6 — разъемное соединение силового кольца с охлаждаемой частью сопла ракетного двигателя,

8 — болты крепления скоб между охлаждающемой частью сопла ракетного двигателя и силовым кольцом,

11 — выходное сечение охлаждаемой части сопла ракетного двигателя,

12 — упорная канавка охлаждаемой части сопла ракетного двигателя,

14 — болты крепления соплового насадка к силовому кольцу,

15 — сварное соединение охлаждаемой части сопла и соплового насадка из многослойного композиционного материала на основе металлических сплавов,

16 — сопловой насадок из многослойного композиционного материала на основе металлических сплавов,

17 — сопловой насадок из жаропрочного металлического сплава.

Конструкция заявляемого сопла следующим образом обеспечивает его сборку и функционирование:

— на охлаждаемую часть сопла ракетного двигателя 1 надевается силовое кольцо 3. При этом прокладка 9 помещается между двумя уступами 18 и 19, которые образуют так называемое «замковое» соединение (замкнутую со всех сторон полость, в которой происходит плотное обжатие прокладки 9);

— в заводских условиях отдельно изготавливается сопловой насадок из углерод-углеродного композиционного материала 2;

— на надетое на охлаждаемую часть сопла ракетного двигателя силовое кольцо 3 устанавливаются скобы 7 с заходом одним из своих концов в упорную канавку 12 охлаждаемой части сопла ракетного двигателя, а другим — в уступ 20 на силовом кольце 3, что позволяет исключить работу «на изгиб» болтов 8;

— при затягивании на величину контролируемого расчетного момента вставленных болтов 8 происходит поджатие силового кольца 3 к охлаждаемой части сопла ракетного двигателя 1, смятие в «замковом» соединении прокладки 9 и образование, таким образом, герметичного стыка между силовым кольцом и охлаждаемой частью сопла ракетного двигателя;

— при необходимости снятия силового кольца с охлаждаемой части сопла ракетного двигателя все вышеуказанные операции производятся в обратном порядке;

— далее на закрепленное на охлаждаемой части сопла ракетного двигателя силовое кольцо 3 надевается сопловой насадок 2 через прокладку 10, которая перед этим вставляется в предназначенную для нее проточку 21, имеющуюся на сопловом насадке 2;

— болты 14 вставляются в отверстия в сопловом насадке 2 и совпадающие с ними по угловому расположению отверстия в силовом кольце 3. Отверстия под болты 14 расположены в промежутках между отверстиями под болты 8. Болты 14 затягиваются на контролируемый расчетный момент, обеспечивающий плотное фланцевое соединение соплового насадка из углерод-углеродного композиционного материала 2 с силовым кольцом 3;

— при необходимости снятия соплового насадка все операции производятся в обратном порядке.

В процессе работы двигателя неразрывность стыков между силовым кольцом 3, охлаждаемой частью сопла ракетного двигателя 1 и сопловым насадком 2, а также их герметичность в условиях термоциклических нагрузок обеспечиваются упруго сдеформированными в «замковых» соединениях прокладками 9 и 10 из термостойких материалов. Скобы 7, болты 8 и 14 являются элементами крепления соплового насадка 2 к охлаждаемой части сопла ракетного двигателя 1 и силовому кольцу 3.

Существенным моментом конструктивного решения заявляемого сопла является местоположение силового кольца 3, элементов его крепления к охлаждаемой части сопла ракетного двигателя 1 и сопловому насадку 2 со стороны охлаждаемой части сопла ракетного двигателя по отношению к ее выходному сечению 11. Такое расположение позволяет экранировать их от тепловых потоков продуктов сгорания ракетного двигателя и обеспечить им допустимый тепловой режим и, как следствие, значительный ресурс работы.

Данные операции сборки-разборки могут быть произведены как с отдельно стоящим ракетным двигателем, так и с двигателем, установленным в блок ракеты-носителя.

Использование предлагаемой конструкции сопла ракетного двигателя дает возможность решения различных функциональных задач на одном и том же двигателе за счет оперативной смены сопловых насадков (например, проводить испытания двигателя без соплового насадка или с его имитатором, после чего технологически просто устанавливать штатный сопловой насадок). Кроме того, предлагаемая конструкция позволяет использовать задел двигателей, изготовленных без учета использования сопловых насадков из композиционного материала, без дополнительной разборки двигателей и их доработки.

Работоспособность конструкции двигателя с насадком из композиционного материала, его надежность и эксплуатационно-технические характеристики подтверждены полным циклом автономной и огневой стендовой отработки с положительными результатами.

Сопло ракетного двигателя, содержащее охлаждаемую часть, силовое кольцо, сопловой насадок из композиционного материала, отличающееся тем, что силовое кольцо установлено на охлаждаемой части со стороны среза сопла и соединено с охлаждаемой частью сопла через герметичный стык, выполненный в виде замкового соединения, образованного уступами с расположенной между ними прокладкой, причем силовое кольцо крепится к охлаждаемой части при помощи скоб, соединенных с кольцом болтами и взаимодействующих одним концом с уступом на силовом кольце, а другим — с упорной канавкой охлаждаемой части сопла.

Сопло клиновоздушное

Сопло клиновоздушное

«Кли́новоздушный ракетный двигатель» (англ. Aerospike engine, Aerospike , «КВРД») — тип ракетного двигателя, который поддерживает аэродинамическую эффективность в широком диапазоне высот над поверхностью Земли с разным давлением атмосферы путем использования клиновидного сопла. КВРД относится к классу компенсирующих высоту ракетных двигателей. Двигатель с таким типом сопла использует на 25-30 % меньше топлива на низких высотах, где как правило требуется наибольшая тяга. Клиновоздушные двигатели изучались на протяжении длительного времени в качестве основного варианта для множества одноступенчатых космических систем (ОКС) и были серьезным претендентом на использование в качестве основных двигателей на МТКК Спейс Шаттл при его создании (см. SSME). Однако на 2009 год ни одного двигателя этого типа не используется и не производится. [1] Наиболее удачные варианты находятся в стадии доводочных двигателей.

Содержание

Обычный ракетный двигатель

Основным назначением любого сопла является эффективное направление потока отработавших газов ракетного двигателя в одном направлении. Выхлоп — высокотемпературная смесь газов — имеет случайное распределение момента в камере сгорания и если ему позволить выйти в данном виде, только малая часть потока будет направлена в нужном направлении для создания тяги. Колоколобразное сопло ракетного двигателя ограничивает по бокам движения газа, создавая область увеличенного давления с расположенной ниже областью пониженного давления, что нормализует поток в нужном направлении. Путем тщательной разработки достигается степень расширения сопла, которая позволяет практически полностью преобразовать движение струи в нужном направлении позади двигателя, максимизируя тягу. Проблема с обычным дизайном состоит в том, что давление воздуха снаружи также вносит свой вклад в ограничение потока газа. На любой высоте над поверхностью Земли с разным давлением атмосферы сопло может быть сконструировано практически идеально, но та же самая форма будет менее эффективна на другой высоте с другим давлением воздуха. Таким образом, по мере того, как ракета-носитель поднимается через атмосферу, ее эффективность вместе с тягой претерпевает значительные изменения вплоть до 30 %. Например, двигатели RS-24 МТКК Спейс Шаттл могут генерировать тягу со скоростью газовой струи 4 400 м/с в вакууме и 3 500 м/с на уровне моря. Конструкция сопла двигателя является очень важной частью создания ракетных систем.

Принципы

В конструкции клиновоздушного двигателя проблема эффективности на различной высоте решается следующим образом: вместо одной точки выхлопа в виде небольшого отверствия в центре сопла, используется клиновидный выступ, вокруг которого устанавливается ряд камер сгорания. Клин формирует одну сторону виртуального сопла, в то время как другая часть формируется окружающим воздухом. Этим объясняется его первоначальное название «двигатель Аэроспайк» (англ. Aerospike engine , «воздушно-клинный двигатель»).

Основная идея такой конструкции состоит в том, что на низкой высоте атмосферное давление прижимает отработанный газ к выступающему клину. Затем рециркуляция в основании клина поднимает давление до значения окружающей атмосферы. В силу такой конструкции, тяга не достигает предельно возможных значений, но также и не претерпевает значительного падения, которое происходит в нижней части традиционного сопла из-за частичного вакуума. По мере того, как аппарат достигает бо́льшей высоты, сдерживающее выхлоп окружающее давление уменьшается вместе с давлением на верхнюю часть двигателя, тем самым сохраняя его эффективность неизменной. Более того, несмотря на то, что окружающее давление падает практически до нуля, зона рециркуляции сохраняет давление до долей давления атмосферы на поверхности у основания, в то время как верхняя часть клина находится практически в вакууме. Это создает дополнитедьную тягу с ростом высоты, компенсируя падение окружающего давления. В целом, эффект сравним с традиционным соплом, которое имеет способность расширяться с увеличением высоты. В теории клиновоздушный двигатель немного менее эффективен по сравнению с традиционным соплом, сконструированного для данной высоты, и по сравнению с ним, более эффективен для любой другой высоты.

Недостатком такой конструкции является большой вес центрального выступа и дополнительные требования по охлаждению из-за бо́льшей поверхности, подверженной нагреву. Также большая охлаждаемая площадь может уменьшить теоретические уровни давления на сопло. Дополнительным отрицательным фактором является относительно плохая производительность такой системы при скоростях 1-3 М. В данном случае воздушный поток сзади летательного аппарата имеет уменьшенное давление, что снижает тягу. [2]

Модификации

Существует несколько модификаций этого дизайна, которые отличаются по их форме. В тороидальном клине центральная часть имеет форму сужающегося конуса, по краям которого осуществляется концентрический выход реактивных газов. В теории такая конструкция требует бесконечно длинного центрального выступа для наилучшей эффективности, но использование части выхлопа в радиально-боковых направлениях позволяет достичь приемлемых результатов.

В конструкции плоского клина центральный выступ состоит из центральной пластины, которая имеет сужение в конце, с двумя реактивными струями, которые распространяются по внешним поверхностям пластины. Этот вариант может наращиваться вместе с длиной центрального клина. Также в данном случае существует расширенная возможность управления, используя изменение тяги любого из установленных в линию двигателей.

История и текущее состояние

В шестидесятых годах XX-го века Рокетдайн проводил обширные испытания с различными вариантами. Более поздние версии этих двигателей были основаны на крайне надежных ЖРД J-2 (Рокетдайн) и обеспечивали приблизительно тот же уровень тяги, что могли обеспечить те двигатели, на которых они были основаны: ЖРД J-2T-200k обладал тягой 90.8 тс (890 кН) и ЖРД J-2T-250k обладал тягой 112.2 тс (1.1 мН) (буква «T» в наименовании двигателя указывает на тороидальную камеру сгорания). Тридцатью годами позже, их работа была использована снова в проекте НАСА X-33. В данном случае немного модифицированный ЖРД J-2S был использован для плоского варианта КВРД, который получил название «XRS-2200». После дальнейшего развития и программы испытаний, проект был отклонен по причине нерешенности проблем с композитными топливными баками X-33.

В ходе проекта X-33 были построены три двигателя XRS-2200, которые прошли программу испытаний в Космическом центре им. Стенниса НАСА. Испытания одного двигателя были успешными, но программа была остановлена до завершения строительства испытательного стенда для второго двигателя. ЖРД XRS-2200 на уровне моря производит тягу 92.7 тс (909.3 кН) и обладает удельным импульсом 339 с, в вакууме тяга составляет 120.8 тс (1.2 МН), удельный импульс — 436.5 с.

Более крупный вариант XRS-2200, ЖРД RS-2200 был предназначен для одноступенчатого космоплана VentureStar (Lockheed Martin). В своем последнем варианте, семь RS-2200, каждый с тягой 245.8 тс (2.4 МН), должны были доставлять VentureStar на низкую опорную орбиту. Развитие этого проекта было формально прекращено в начале 2001 года, когда программа X-33 не получила финансирования в рамках программы «Инициатива Космического Запуска». Компанией Lockheed Martin было принято решение не продолжать развитие VentureStar без финансовой поддержки НАСА.

Хотя с отменой программы «X-33» был сделан шаг назад в разработке клиновоздушных двигателей, их история на этом не заканчивается. 20 сентября 2003 года объединенная команда Университета штата Калифорния в Лонг-Бич и компании Garvey Spacecraft Corporation (en). успешно провела испытательный полет ракеты с КВРД в пустыне Мохаве. Студенты университета разработали ракету Prospector 2, используя двигатель с тягой 448.7 кс (4.4 кН). Эта работа над клиновоздушными двигателями не прекращается — ракета Prospector 10 с 10-камерным КВРД была испытана 25 июня 2008 года. [3] В марте 2004 года были проведены два успешных испытания в Летном Исследовательском Центре НАСА им.Драйдена (база Эдвардс, США) с малоразмерными твердотопливными ракетами с тороидальными двигателями, которые достигли скорости 1.1 М и высоты 7.5 км. Другие модели малоразмерных клиновоздушных ракетных двигателей находятся в стадии разработок и испытаний. [4]

Дополнительные фотографии

Гибридный КВРД АИР Саскуотча (англ. Sasquatch Aerospace Research & Development ), 2006 год

Читать еще:  Аварийный режим работы двигателя калины
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector