Сверхзвуковое сопло ракетного двигателя с резонатором

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения газодинамического импульса двигателя. Целью настоящего изобретения является повышение газодинамического импульса двигателя за счет оснащения сверхзвуковой части сопла акустическими газовыми резонаторами. Сопло ракетного двигателя содержит входную (дозвуковую) часть 1, критическое сечение 2, круговой конический или цилиндрические резонаторы 3, расположенные равномерно по окружности и на минимальном расстоянии от критического сечения 2 на сверхзвуковой части 4 под острым углом к ее образующей.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения удельного импульса двигателя.

Известно сопло ракетного двигателя, состоящее из сужающейся (дозвуковой) и расширяющейся (сверхзвуковой) частей, в минимальном (критическом) сечении которого скорость потока равна скорости звука - сопло Лаваля. [Книга «Основы теории и расчета ЖРД», издание 4, часть 1, стр.70, г.Москва, «Высшая школа», 1993 г., «Сопло Лаваля.»] - прототип.

Недостатком прототипа является гладкая поверхность сверхзвуковой (тяговой) части сопла. Из-за этого имеет место недобор газодинамического импульса (тяги) вследствие неиспользования (недоиспользования) его турбулентной составляющей.

Целью настоящего изобретения является повышение газодинамического импульса (тяги) реактивного сверхзвукового ракетного сопла.

Цель достигается тем, что сверхзвуковое сопло ракетного двигателя, содержащее дозвуковую, критическую и сверхзвуковую части отличающееся тем, что на поверхности сверхзвуковой части на минимальном расстоянии от критического сечения под острым углом к образующей установлены акустические газовые резонаторы, причем акустические газовые резонаторы могут быть круговым коническим, либо цилиндрическими в количестве трех и более, равномерно расположенными вокруг критического сечения.

На фиг.1 изображена схема сопла с цилиндрическими резонаторами.

На фиг.2 изображена схема сопла с кольцевым коническим резонатором.

Реактивное сопло ракетного двигателя содержит дозвуковую (входную) часть 1, критическое (минимальное) сечение 2, цилиндрические резонаторы 3, равномерно расположенные вокруг критического сечения 2 (фиг.1) или

кольцевой конический резонатор 4 (фиг.2), находящиеся на минимальном расстоянии от критического сечения 2 на поверхности сверхзвуковой (выходной) части 5 под острым углом к ее образующей. Резонаторы представляют собой глухие отверстия, оптимальные габаритные размеры которых зависят от степени расширения и профиля сопла и подлежат расчетно - экспериментальным исследованиям.

В процессе работы реактивного сверхзвукового ракетного сопла, вследствие затекания потока газа в резонаторы 3 или 4, возникают акустические колебания, вызывающие дополнительную турбулизацию пристеночного пограничного слоя и ядра потока в области сверхзвуковой части 5.

При теоретическом анализе движения и гидродинамического воздействия потока вязкого реального газа на обтекаемые тела в 1962 году в работе [1] B.C.Авдуевским в рамках теории пограничного слоя получены формулы для определения потерь тяги на трение в сверхзвуковом сопле и проанализировано влияние, которое оказывает пограничный слой на статическое давление на стенке сопла. Разность давлений на границах пограничного слоя может служить оценкой интенсивности турбулентных пульсаций вблизи внешней границы пограничного слоя:

Так для сопел с М=3,5...20 по данным работ [2, 3] оцененная таким образом интенсивность турбулентности составляет величину ˜(3...10)% и при Re_а>10 ⁶...10⁷ в пограничном слое на стенке сопла имеет место

турбулентное течение газа, что и обусловливает появление турбулентных компонент газодинамического импульса [5]. Увеличение статического давления на стенке сопла можно использовать для изменения величины турбулентной компоненты газодинамического импульса - реактивной силы.

Расчетно-теоретические и экспериментальные исследования этого вопроса применительно к реактивным сверхзвуковым соплам были выполнены в работах [2, 3, 4, 5].

Результатом теоретических исследований явилось выделение и оценка величины пульсационной (турбулентной) составляющей газодинамического импульса сверхзвукового потока потери в котором потери представляются в виде трех слагаемых:

=_P+_ТP-_TP,

где _P - потери из-за рассеяния; _TP - потери из-за трения; _T - турбулентная компонента.

Отмечено, что при большой величине турбулентной компоненты газодинамические потери могут быть отрицательными, т.е. действительный импульс реального потока может быть как меньше, так и больше газодинамического импульса идеального непульсирующего потока, так как турбулентная компонента реактивной силы может компенсировать частично или даже с избытком потери на трение и рассеяние.

В МАИ (ГТУ) на газодинамическом дифференциальном стенде, предназначенном для оценки качества реактивных сопел были проведены сравнительные испытания на холодном воздухе (к=1,4) гладкого осесимметричного конического сопла (М_a=4,0; 2_m=60; 2_a=24; d_кр=12 мм.) и сопла с аналогичными параметрами, оснащенного акустическими резонаторами. Относительный прирост тяги сопла с тремя цилиндрическими резонаторами по сравнению с гладким соплом составляет , а с кольцевым коническим резонатором .

Предлагаемое изобретение обеспечивает увеличение газодинамического импульса сверхзвукового реактивного сопла ракетного двигателя в котором реализуется безъотрывное турбулентное течение в пограничном слое (Re_а>10 ⁶...10⁷) благодаря оснащению сверхзвуковой части сопла акустическими резонаторами, что дает возможность увеличения

выводимого полезного груза или дальности полета летательного аппарата и несомненно обеспечивает положительный экономический эффект.

Литература

1. Авдуевский B.C. Метод расчета пространственного турбулентного пограничного слоя в сжимаемом газе. - Изв. АН СССР. ОНТ Механика и машиностроение. 1962 г., №4, с.3-12.

2. Исследование пограничного слоя при М=20 при помощи трубки Пито и термоанемометра. Фишер, Мэдделон, Вейнштейн, Вагнер мл. - Ракетная техника и космонавтика. 1971 г. т.9, №5, с.1940-1942.

3. Мельников Д.А., Пирумов У.Г., Сергиенко А.А. Сопла реактивных двигателей. - В кн. Аэромеханика и газовая динамика. М. Наука, 1976 г., с 57-75.

4. Финли. Распределение статического давления в гиперзвуковом пограничном слое на стенке сопла. - Ракетная техника и космонавтика, 1977 г., т.15, №6, с.134-137.

5. Сергиенко А.А. Газодинамический импульс потока в осесимметричных каналах. - Проблемы механики и теплообмена в космической технике. - М.: Машиностроение, 1982 г., с.136- 151.

1. Сверхзвуковое сопло ракетного двигателя, содержащее дозвуковую, критическую и сверхзвуковую части, отличающееся тем, что на поверхности сверхзвуковой части на минимальном расстоянии от критического сечения под острым углом к образующей установлены акустические газовые резонаторы.

2. Сверхзвуковое сопло ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что акустический газовый резонатор выполнен кольцевым коническим.

3. Сверхзвуковое сопло ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что акустические газовые резонаторы выполнены цилиндрическими в количестве более трех, равномерно расположенными вокруг критического сечения.