UA69452C2 - Пристрій для управління лінією відриву потоку в ракетних соплах - Google Patents
Пристрій для управління лінією відриву потоку в ракетних соплах Download PDFInfo
- Publication number
- UA69452C2 UA69452C2 UA2001117854A UA2001117854A UA69452C2 UA 69452 C2 UA69452 C2 UA 69452C2 UA 2001117854 A UA2001117854 A UA 2001117854A UA 2001117854 A UA2001117854 A UA 2001117854A UA 69452 C2 UA69452 C2 UA 69452C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- nozzle
- surface roughness
- areas
- separation line
- flow separation
- Prior art date
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 230000003746 surface roughness Effects 0.000 claims abstract description 21
- 238000012876 topography Methods 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 8
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 4
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 1
- 238000010285 flame spraying Methods 0.000 description 1
- 238000000227 grinding Methods 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 238000007750 plasma spraying Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Processing And Handling Of Plastics And Other Materials For Molding In General (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Винахід стосується пристрою для управління лінією відриву потоку в ракетних соплах з метою зменшення бічних навантажень. Для досягнення такого управління, відповідно до винаходу, внутрішній бік сопла (1) має розміщені регулярно по колу площі (2) з підвищеною поверхневою шорсткістю порівняно з рештою внутрішньої частини сопла.
Description
Опис винаходу
Винахід стосується пристрою для управління лінією відриву потоку в ракетних соплах з метою зменшення 2 бічних навантажень на згадані сопла.
Під час перехідних процесів при запуску та зупинці роботи двигунів ракет, що запускаються з рівня моря, виникають значні динамічні та статичні навантаження, які часто називають бічними навантаженнями. Ці навантаження здебільшого пояснюються порушенням параметрів потоку при його відриві. Такі бічні навантаження зазвичай обмежують розміри, які можна надавати соплу, і цим самим робочі параметри ракетного двигуна.
Існують, переважно, два шляхи експлуатації сопел ракетних двигунів з урахуванням відриву потоку: а) Перший шлях і шлях, згідно з яким в даний час експлуатуються всі сопла при старті з рівня моря, полягає у тому, що вони розраховані на роботу з повним потоком, тобто без відриву потоку при номінальному режимові роботи. Однак, під час запуску двигуна існує короткий період бічних навантажень, коли сопло в умовах 12 перехідного процесу працює не в режимі повного потоку. Цей період зазвичай триває менше двох секунд, і бічні навантаження зникають, коли тиск газоподібних продуктів згоряння у соплі досягає свого номінального значення, б) Другий шлях, який в даний час не використовується, полягає в тому, що при усталеному режимі роботи існує постійний відрив потоку. Відрив потоку в соплі буде розвиватися, допоки ракета не досягне висоти, де тиск атмосфери зменшений до рівня, який дозволяє соплу перейти в режим повного потоку.
Даний винахід створено з наміром досягти можливості управляти бічними навантаженнями як в умовах перехідного процесу, так і в умовах усталеного режиму роботи.
Сопла, призначені для рідинних ракетних двигунів, часто працюють в умовах, коли основний реактивний струмінь витікає в оточуюче середовище з тиском, яким не можна знехтувати. Прикладами таких ракетних двигунів є великі рідинні двигуни ракет, які призначені для запуску з рівня моря і які використовуються в с 29 прискорювачах, та двигуни верхніх ступенів багатоступінчастих ракет. Го)
Бічні навантаження, що розвиваються в таких соплах, як правило, мають величину, якою вони створюють обмеження для проектування компонентів, що несуть це сопло. Ці обмеження призводять до збільшення ваги як самого сопла, так і несучих його компонентів. Крім того, необхідністю роботи в режимі повного потоку при усталених умовах обмежується найбільше значення відносного розширення, яке може бути використане. с 30 Вирішальними наслідками бічних навантажень є обмеження загального відношення потужності до маси ою сопла і наступне обмеження кількості корисного навантаження, яке може бути доставлено на орбіту ракетою-носієм. З
Для усунення недоліків відомих сопел запропоновано низку методів, кожен з яких, як виявилось, має свої Ге») значні недоліки в різних відношеннях. Ці недоліки стосуються функціонування, робочих характеристик, 325 охолодження та надійності роботи. ке,
Таким чином, традиційні сопла у формі дзвона мають обмежене призначення та суттєві перехідні навантаження при запуску і зупинці роботи. Сопло у формі подвійного дзвона також зазнає від сильних перехідних бічних навантажень. «
Відомий спосіб зменшення бічних навантажень на сопло, що має форму дзвона, полягає в тому, що сопло З 70 забезпечується розчленувальними кільцями, які зменшують бічні навантаження, але розчленувальні кільця с будуть призводити до втрати робочих параметрів у випадку роботи сопла з повним потоком, а крім того, згадані з» кільця важко охолоджувати.
В іншому відомому способі зменшення бічних навантажень на сопло передбачається встановлення на кінці згаданого сопла вихідного дифузора, який зменшує ефективне відносне розширення сопла. Вихідний дифузор 45 збільшує вагу сопла, і згаданий вихідний дифузор повинен бути скинутим на великій висоті, що вимагає б наявності засобів для активного управління та рухомих деталей. Крім того, вихідний дифузор піддається дуже (Те) великому тепловому навантаженню.
Ще один відомий спосіб зменшення бічних навантажень на сопло полягає в тому, що з внутрішнього боку шк стінки сопла розміщують вимивну вставку, яка вимивається полум'ям по мірі роботи ракетного двигуна і повністю с 20 щезає, коли сопло досягає великих висот. Недоліком цього способу є те, що сопло буде важчим, і ніхто не може гарантувати, що вставка буде вимиватися рівномірно по колу. із Ще в одному відомому способі зменшення бічних навантажень на сопло з внутрішнього боку сопла в напрямі його осі встановлюють аеродинамічні гребені, які примушують відрив потоку бути більш вісесиметричним. Потік на стінці буде розділений уздовж пазів між згаданими гребенями. За рахунок цього ліквідуються великі площі з різним тиском поблизу стінки, що викликає появу бічних навантажень. Недоліками цього способу є те, що сопло
ГФ) буде важчим, а гребені будуть зазнавати вкрай великого теплового навантаження, оскільки вони укріплені нормально до стінки сопла і протягуються в основний реактивний струмінь. Крім того, їх важко охолоджувати. о Задачею даного винаходу є усунення зазначених вище недоліків відомих рішень.
Відповідно до винаходу це завдання досягається за рахунок того, що внутрішній бік сопла має площі, 60 розміщені регулярно по колу, з підвищеною поверхневою шорсткістю порівняно з рештою внутрішньої частини сопла.
Нижче описано приклад здійснення, який не обмежує даного винаходу, з посиланням на прикладені ілюстрації, де Фіг.1 є місцевим перерізом сопла у формі дзвона з площею, поверхнева шорсткість якої збільшена, Фіг.2а - схематичний вид лінії відриву у відомому дзвоноподібному соплі з обертальною симетрією, а 62 Фіг2ьЬ - схематичний вид лінії відриву в соплі згідно з винаходом.
Як видно з Фіг.1, внутрішня стінка сопла 1 має площі 2 із зміненою поверхневою шорсткістю, які розміщені регулярно по колу. Ця зміна поверхневої шорсткості створена в осьовому напрямі вздовж усієї довжини І! сопла 1 або частини сопла і простягається до вихідного отвору сопла.
Як видно з Фіг. 1, площі 2 з підвищеною поверхневою шорсткістю поширюються принаймні на частину довжини І сопла, а ширина М/1 згаданих площ на виході сопла менша, рівна або більша ширини М/2 сусідніх площ з непідвищеною поверхневою шорсткістю.
Форма площі 2 з підвищеною поверхневою шорсткістю може бути трикутною, прямокутною або мати форму кривої постійних значень (поліном). 70 Підвищеної шорсткості поверхні можна досягти шляхом, наприклад, обробки, як-от шліфуванням або фрезеруванням або шляхом розпилення у полум'ї або плазмі. Поверхнева шорсткість повинна бути настільки великою, щоб вона виступала у в'язкий підшар примежового шару на стінці сопла. Тому поверхнева шорсткість на внутрішній частині великих сопел, призначених для роботи на рівні моря, буде на виході перевищувати 1мм.
Вздовж усієї довжини сопла поверхнева шорсткість може змінюватися або бути незмінною з найбільшою 7/5 поверхневою шорсткістю поблизу виходу сопла. Поверхнева шорсткість може змінюватися від порядку 0,5 до 2мм.
Оскільки поверхнева шорсткість змінюється в напрямі окружності сопла 1 примежовий шар на стінці сопла зазнає впливу, а за рахунок цього зазнає впливу і лінія відриву потоку.
Як можна бачити з Фіг.205, у соплі зі змінною поверхневою шорсткістю на його внутрішній стінці лінія 2о Відриву потоку с має форму хвилі, Її за рахунок цього бічні навантаження на стінку сопла будуть відносно рівномірно розподілені вздовж сопла. Площина відриву, яка утворює хвилеподібну лінію відриву с, призводить до появи менших за розмірами площ з різним тиском порівняно з випадком, коли лінія відриву, а отже, і площина відриву Б має нахил, див. Фіг2а. Хвилевий рух лінії відриву не буде піддавати стінку сопла бічним навантаженням такої ж величини, як лінійна лінія відриву. Площина відриву за своєю природою нестабільна і сч буде спонтанно нахилятися, коли сопло працює в умовах відриву потоку, див. Фіг.2а. Лінія відриву на Фіг.2а утворює оптимальну лінію відриву з огляду на те, що тиск на стінку сопла має однакову величину на однаковій і) відстані від виходу сопла.
Оскільки, згідно з винаходом, внутрішня стінка сопла має площі, розміщені регулярно по колу, з підвищеною поверхневою шорсткістю порівняно з рештою внутрішньої частини сопла, лінією відриву потоку можна с зо управляти, і таким чином, можна збільшувати відносне розширення сопла і використовувати сопло з незмінним відривом потоку в усталеному режимі роботи, що було неможливим з існуючими соплами. юю « (о) | ісе) - . на ра
Ф та се) з. 1-- 1
Ко)
Шк
Ф) прати ю Мт 60 б5 й Б - . с (8) с й,
ІС) « (22) (Се) - с . и? й Фіг. 26 (22) се) їх
Claims (2)
1. Пристрій для управління лінією відриву потоку в ракетних соплах, який відрізняється тим, що внутрішній ІЗ бік сопла (1) має розміщені регулярно по колу площі (2) з підвищеною поверхневою шорсткістю порівняно з рештою внутрішньої частини сопла.
2. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що шорсткість поверхні поступово збільшується від входу сопла дО Його виходу і на виході перевищує 1 мм.
З. Пристрій за п. 1 або 2, який відрізняється тим, що площі (2) з підвищеною поверхневою шорсткістю о поширюються принаймні на частину довжини (І) сопла і що ширина (М/1) згаданих площ на виході сопла менша, ко дорівнює або більша від ширини (М/2) сусідніх площ з непідвищеною поверхневою шорсткістю. 60 Офіційний бюлетень "Промислоава власність". Книга 1 "Винаходи, корисні моделі, топографії інтегральних мікросхем", 2004, М 9, 15.09.2004. Державний департамент інтелектуальної власності Міністерства освіти і науки України. б5
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SE0000896A SE516049C2 (sv) | 2000-03-17 | 2000-03-17 | Anordning för styrning av flödesseparationslinjen hos raketmunstycken |
| PCT/SE2001/000554 WO2001069069A1 (en) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | An apparatus for controlling the flow separation line of rocket nozzles |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA69452C2 true UA69452C2 (uk) | 2004-09-15 |
Family
ID=20278855
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2001117854A UA69452C2 (uk) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | Пристрій для управління лінією відриву потоку в ракетних соплах |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6574952B2 (uk) |
| EP (1) | EP1179131B1 (uk) |
| JP (1) | JP4570309B2 (uk) |
| CN (1) | CN1177999C (uk) |
| AU (1) | AU4294101A (uk) |
| DE (1) | DE60108015T2 (uk) |
| ES (1) | ES2233616T3 (uk) |
| RU (1) | RU2262613C2 (uk) |
| SE (1) | SE516049C2 (uk) |
| UA (1) | UA69452C2 (uk) |
| WO (1) | WO2001069069A1 (uk) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20080098741A1 (en) * | 2006-10-25 | 2008-05-01 | United Technologies Corporation | Annular isolator dual mode scramjet engine |
| US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
| CN103444556B (zh) * | 2013-08-17 | 2014-10-15 | 东瑞食品集团有限公司 | 一种高床发酵型养猪系统 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3585800A (en) * | 1967-07-27 | 1971-06-22 | Aerojet General Co | Transpiration-cooled devices |
| DE2022517A1 (de) * | 1970-05-08 | 1971-11-25 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Raketentriebwerksduese mit Grenzschichtabsaugung |
| US3925982A (en) * | 1973-09-11 | 1975-12-16 | Martin Marietta Corp | Fluid-dynamic shock ring for controlled flow separation in a rocket engine exhaust nozzle |
| US5619851A (en) * | 1989-02-08 | 1997-04-15 | United Technologies Corporation | Rocket nozzle for a rocket engine |
| FR2691209B1 (fr) * | 1992-05-18 | 1995-09-01 | Europ Propulsion | Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication. |
| FR2705737B1 (fr) * | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Tuyère de moteur-fusée à divergent échancré. |
| US6176077B1 (en) * | 1996-02-12 | 2001-01-23 | Volvo Aero Corporation | Rocket engine nozzle |
| RU2117814C1 (ru) * | 1996-10-30 | 1998-08-20 | Владимир Ильич Масютин | Оптимальное сопло жидкостного ракетного двигателя ракет стратегического назначения |
-
2000
- 2000-03-17 SE SE0000896A patent/SE516049C2/sv not_active IP Right Cessation
-
2001
- 2001-03-16 DE DE60108015T patent/DE60108015T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 US US09/980,456 patent/US6574952B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 UA UA2001117854A patent/UA69452C2/uk unknown
- 2001-03-16 ES ES01915997T patent/ES2233616T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 RU RU2001133734/06A patent/RU2262613C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2001-03-16 EP EP01915997A patent/EP1179131B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 AU AU42941/01A patent/AU4294101A/en not_active Abandoned
- 2001-03-16 WO PCT/SE2001/000554 patent/WO2001069069A1/en not_active Ceased
- 2001-03-16 JP JP2001567924A patent/JP4570309B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2001-03-16 CN CNB018005489A patent/CN1177999C/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1179131B1 (en) | 2004-12-29 |
| US20020152752A1 (en) | 2002-10-24 |
| SE516049C2 (sv) | 2001-11-12 |
| ES2233616T3 (es) | 2005-06-16 |
| AU4294101A (en) | 2001-09-24 |
| WO2001069069A1 (en) | 2001-09-20 |
| CN1364217A (zh) | 2002-08-14 |
| DE60108015D1 (de) | 2005-02-03 |
| US6574952B2 (en) | 2003-06-10 |
| CN1177999C (zh) | 2004-12-01 |
| JP4570309B2 (ja) | 2010-10-27 |
| RU2262613C2 (ru) | 2005-10-20 |
| SE0000896D0 (sv) | 2000-03-17 |
| EP1179131A1 (en) | 2002-02-13 |
| SE0000896L (sv) | 2001-09-18 |
| JP2003527528A (ja) | 2003-09-16 |
| DE60108015T2 (de) | 2005-12-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4095021B2 (ja) | ノズルの末広部分内の、ロケットビークル推力増強体 | |
| US3611724A (en) | Choked inlet noise suppression device for a turbofan engine | |
| US3974648A (en) | Variable geometry ramjet engine | |
| EP1515035B1 (en) | A jet engine thrust reverser device | |
| US3667233A (en) | Dual mode supersonic combustion ramjet engine | |
| US11680495B2 (en) | Single movement convergent and convergent-divergent nozzle | |
| US3386658A (en) | Convergent-divergent jet exhaust nozzle for supersonic aircraft | |
| US3654569A (en) | Aerodynamic window | |
| UA69452C2 (uk) | Пристрій для управління лінією відриву потоку в ракетних соплах | |
| US20200271074A1 (en) | Anti-unstart for combined cycle high mach vehicles | |
| US8015794B2 (en) | Variable area flow duct employing secondary flows, and method therefor | |
| US3325103A (en) | Thrust vector control for reaction engines | |
| US3292865A (en) | Thrust vector control with clustered nozzles | |
| JP3875723B2 (ja) | ロケットエンジンノズル | |
| US7096888B1 (en) | Fluidic pulse generator system | |
| JP2008082327A (ja) | ガスタービンエンジン用ノズルおよびガスタービンエンジンの運転方法 | |
| US4821962A (en) | Propeller nozzles thereby reducing lateral forces | |
| US3138921A (en) | Variable area nozzle | |
| US11274631B2 (en) | Methodology for minimizing aerodynamic buzz in an exhaust nozzle | |
| US6308514B2 (en) | Rocket engine nozzle | |
| US4500254A (en) | Gas expansion motor | |
| RU2164618C1 (ru) | Способ высотного регулирования перерасширенного реактивного сопла для ракетного двигателя | |
| EP3056722B1 (en) | Turbine engine structure with oxidizer enhanced mode | |
| RU2159862C2 (ru) | Двигательная установка летательного аппарата | |
| RU242573U1 (ru) | Штыревое сопло |