Реактивна рушійна установка

Даний винахід відноситься до конструкції сопла для надзвукових р ушійних установок. Ракетні стартові літальні апарати потребують великої тяги при зльоті з метою подолання інерції, зокрема тому, що літальний апарат має найбільшу масу внаслідок неспаленого палива. Звичайно зліт здійснюється на рівні моря, однак на великій висоті, де літальний апарат виконує свою первинну задачу, бажаний високий питомий імпульс (Isp). Це особливо просто досягається, коли сопло має велике відношення площ, яке є відношенням площі на виході сопла до площі у горловині. Забезпечення великої тяги на рівні моря і великого відношення площ є суперечливою задачею, оскільки на рівні моря велике відношення площ приводить до тиску на стінку поблизу виходу сопла, нижчого за навколишній тиск. Це приводить до негативної тяги у частині сопла поблизу ви ходу, що знижує загальну тягу. Деякі спроби усунути негативну складову тяги на рівні моря при одночасному забезпеченні великої тяги у вакуумі включали використання сопел із змінною площею, тобто сопел, у яких площу на ви ході зменшують для старту і потім поступово збільшують під час підйому. Для забезпечення цього були сконструйовані сопла зі змінною площею для регулювання контуру, відношення площ і довжини при збільшенні висоти польоту літального апарата. На жаль, ознаки компенсації висоти, зазначені вище, значно збільшують складність, а також вагу конструкції двигуна, і в більшості випадків сопло усе ще забезпечує меншу тягу на рівні моря, ніж у вакуумі. Були запропоновані також концепції з подвійним паливом. Вони включають гасові двигуни в комбінації з двигунами, що є похідними від головного двигуна човникового літального апарата (SSME), двигунами, у яких комбінуються гасові двигуни з водневими двигунами, такими як російський двигун RD-701, двигун з подвійним паливом, подвійним експандером, описаний [у патенті США №4220001 (Beichel R., виданий 2 вересня 1980)], ракетний двигун подвійної тяги, описаний [у патентах США №№4137286 (Bernstein L, виданий 30 січня 1979) і 4223606 (Bernstein L, виданий 23 вересня 1980)]. Двигуни Бейхеля вимагають складної конструкції двигуна, що містить дві тягові камери, у той час як двигун Бернстейна забезпечує подвійну тягу за рахунок використання окремої маршової ступіні та прискорювальних порохових ша шок у камері згоряння, разом із запальником та електрозапальником, що входять до складу самих шашок. Даний винахід відноситься до реактивної рушійної установки, що забезпечує як велику тягу на рівні моря, так і великий питомий імпульс на великій висоті без зменшення тяги на рівні моря, яке інакше спричинюється тиском на стінку в зоні виходу, меншим за навколишній тиск. Для забезпечення цього, система містить надзвукове сопло безперервної кривизни, у якому відбувається вторинне згоряння в кільцевій зоні внутрішнього простору частини розширного сопла. Вторинне згоряння утворює вторинний газоподібний продукт згоряння, який доповнює первинний газоподібний продукт згоряння, що проходить через сопло. Вторинний газоподібний продукт згоряння підтримує тиск на стінку, який дорівнює чи є більшим за навколишній тиск на низьких висотах, що виключає негативну складову злітної тяги. Таким чином, винахід добре підходить для сопел з високим відношенням площ і, зокрема, до сопел, що у противному випадку є перерозширеними. Літальні апарати, у яких можна використовувати винахід, включають головний двигун багаторазового повітряно-космічного апарата (SSME), одноступінчаті багаторазові повітряно-космічні апарати (SSTO) та інші апарати, у яких тяга на рівні моря може бути зниженою за рахунок необхідності великого питомого імпульсу на великих висотах. Переваги даного винаходу можуть бути забезпечені за допомогою лише невеликих модифікацій існуючих сопел і без зміни геометрії сопел. Ці та інші ознаки, варіанти виконання і переваги випливають з наступного опису. На кресленнях зображено: Фіг.1 - осьовий розріз надзвукового сопла, модифікованого відповідно до першого варіанта виконання винаходу, яке містить інжектори, що подають паливо й окисник до розширної частини сопла; Фіг.2 - поперечний розріз частини модифікованого надзвукового розширного сопла, згідно Фіг.1, у місці розташування інжекторів (тобто, по лінії В на Фіг.1). Надзвукові сопла утворюються звужуваною частиною, горловиною і розширною частиною, і в соплах, до яких застосовний даний винахід, розширна частина має осьовий профіль безперервної кривизни. Під «осьовим профілем» розуміється профіль розширної частини, який визначається перерізом уздовж площини, що включає вісь сопла. «Безперервна кривизна» є кривизною, що утворює плавну криву без різких змін радіуса кривизни і без змін напрямку кривизни, хоча радіус кривизни може змінюватися чи залишатися постійним. Цим воно відрізняється від сопел з переривчастою кривизною, яку створюють навмисне з метою відриву газового струменя усередині сопла від стінки сопла в місці порушення безперервності. До таких сопел даний винахід не застосовний. Поняття «крива» використовується в математичному значенні і включає прямі лінії, а також звичайні криві, включаючи тим самим як конічні сопла, так і гіперболічні чи дзвонуваті сопла. Даний винахід застосовний до сопел, що викликають відділення струменя від стінки поблизу виходу сопла за рахунок перерозширення, а також до сопел, у яких струмінь не відділяється. Однак, винахід є особливо корисним в перерозширених соплах. Поняття «перерозширене сопло» позначає в даному випадку, як це прийнято в ракетній техніці, сопло з настільки великим відношенням площ, визначеним як відношення площі у ви ходу сопла до площі горловини, що розширення газу, яке відбувається у соплі, приводить до тиску газу у виходу сопла, нижчого за навколишній тиск на рівні моря. Відношення площ, що можуть це викликати, можуть змінюватися, і може змінюватися конфігурація сопла, що приводить до перерозширення, у залежності від тиску в камері, відношення площ і навколишнього тиску. Для ракет з відносно низьким тиском у камері, таких як перша ступінь прискорювальної ракети Дельта II, у якій тиск у камері становить приблизно 800 фунт-сила на квадратний дюйм (5515,8080кПа), перерозширення може відбуватися при низькому відношенні площ, такому як 27:1. Для ракет з високим тиском у камері перерозширення відбувається лише при істотно вищих відношеннях площ. Тому в цілому при застосуванні винаходу до перерозширених сопел відношення площ може становити близько 25:1 чи вище, краще, від близько 25:1 до близько 150:1, і ще краще, від близько 65:1 до близько 85:1. Двигуни класу SSME, мають, наприклад, відношення площ у діапазоні від 74:1 до 80:1. Відношення площ 77,5:1 чи менше, наприклад, від 70:1 до 77,5:1, є кращими для виключення чи мінімізації відділення газового потоку від стінки сопла. Також можуть змінюватися інші розміри сопла, і вони не є критичними для даного винаходу. Типовий SSME може мати діаметр горловини сопла 10,3 дюйми (24см), який збільшується до діаметра 90,7 дюйма (230см) у виходу сопла на довжині 121 дюйм (307см). Відношення площ цього сопла, приведене лише як приклад, складає 77,5:1, а довжина сопла дорівнює 80% довжини конічного сопла з кутом 15°. Звичайні робочі умови звичайного сопла ц: типу перед модифікацією відповідно до даного винаходу, приведені знову лише як приклад, складають на рівні моря: тяга 355000 фунт-сила (1580000Н), швидкість газового потоку 970 фунт/с (440кг/с), питомий імпульс на рівні моря 365, тиск на виході сопла 2 фунт-сила на квадратний дюйм (13,8кПа), тяга у вакуумі 442000 фунт-сила (1996000Н) і питомий імпульс у вакуумі 455. При додаванні вторинного газоподібного продукту згоряння, відповідно до даного винаходу, тягу на рівні моря можна збільшити майже в три рази у порівнянні з вказаною вище величиною. Відповідно до даного винаходу, вторинний газоподібний продукт згоряння створюють у кільцевій зоні внутрішнього простору розширної частини сопла. Це здійснюється шляхом впорскування рідкого ракетного палива до розширної частини за допомогою засобів, відмінних від горловини. Таким чином, паливо й окисник можна впорскувати через один чи кілька інжекторів, .вбудованих у стінку розширної частини. Інжектор (інжектори) направляють паливо й окисник у кільцеву зону розширної частини, і вони згоряють після впорскування. Схематичне зображення першого приклада виконання показано на Фіг.1 і 2. На Фіг.1 показаний осьовий переріз надзвукового ракетного двигуна 11, який містить первинну камеру 12 згоряння і сопло 13, при цьому сопло містить звужувану частину 14, горловину 15 і розширну частину 16, що закінчується виходом 17 сопла. Паливо 20 і окисник 21 подають у камеру згоряння через первинний інжектор 22, де відбувається первинне згоряння 23. Газоподібний продукт згоряння проходить через горловину 15 сопла до розширної частини 16, де він розширюється для заповнення розширної площі поперечного переріза. Інжектори 24 свіжого палива й окисника розподілені навколо периферії розширної частини, на невеликій відстані униз за потоком від горловини. Після входу в сопло паливо й окисник згоряють з утворенням вторинного газоподібного продукту згоряння, який заповнює кільцевий простір 25, що оточує центральний потік 26 первинного газоподібного продукту згоряння. На Фіг.2 показаний поперечний розріз розширної частини у місці розташування вторинних інжекторів палива й окисника. Показано кілька інжекторів 24, при цьому інжектори палива чергуються з інжекторами окисника, і вони розподілені по колу розширної частини. Паливо й окисник з кожної пари інжекторів зустрічаються усередині сопла і згоряють з утворенням кільцевого потоку вторинного газу. При зльоті вторинне паливо й окисник впорскують через всі інжектори вторинного палива й окисника у матриці з утворенням максимального потоку вторинного газу в кільцевому просторі і зменшенням розширення первинного газового потоку в центральній зоні 26. По мірі підйому літального апарата і втрати маси зменшуються вимоги до тяги, і оскільки зовнішній тиск падає, то поступово усувається небезпека виникнення негативної складової тяги внаслідок перерозширення центрального газового потоку. Для узгодження з цими змінами, дроселюють інжектори вторинного палива й окисника, зменшуючи тим самим у безперервний спосіб вторинну тягу. Джерела вторинного палива й окисника можуть бути окремими джерелами, незалежними від палива й окисника, використовуваними для первинного згоряння. Як альтернативне рішення, можна використовувати спільні джерела як для первинних, так і вторинних інжекторів, як для палива, так і для окисника, при цьому живлення вторинних інжекторів відводиться окремо зі спільного джерела. Конструкція, конфігурація і розташування інжекторів, джерел і магістралей подачі входять у компетенцію досвідченого ракетного інженера. Приведений вище опис сфокусований на окремих варіантах виконання з метою пояснення та ілюстрації. Інші варіанти виконання і модифікації є очевидними для фахівців у даній області техніки після ознайомлення з даним описом, при цьому такі варіанти виконання і модифікації входять до обсягу винаходу, визначеного прикладеною формулою винаходу.