1. Способ уменьшения нестабильных боковых нагрузок, действующих на сопло ракетного двигателя при его запуске, причем указанное сопло содержит камеру (1) сгорания, где генерируются истекающие газы, расширяющуюся часть (3), в которой образуются сверхзвуковой поток указанных истекающих газов, и горловину (2), соединяющую указанную камеру сгорания с указанной расширяющейся частью, при котором позиционируют тело округлой формы (5) внутри расширяющейся части (3) по ее оси, соответственно, в такое аксиальное положение тела округлой формы, что по меньшей мере при части запуска, ударная волна (8), вызываемая возмущением потока истекающих газов, от указанного тела округлой формы (5) падает на стенку указанной расширяющейся части (3) в таком аксиальном положении падения, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.

2. Способ по п.1, при котором перед запуском двигателя вставляют указанное тело округлой формы (5) внутрь расширяющейся части (3) по ее оси до первого аксиального положения и при запуске перемещают указанное тело округлой формы (5) вдоль оси сопла в соответствии со значением давления (р _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания так, что пока значение указанного давления (p _s ) торможения истекающих газов изменяется при запуске, указанная ударная волна (8) продолжает падать на стенку расширяющейся части в аксиальном положении, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.

3. Способ по п.2, при котором перемещают указанное тело округлой формы (5) вдоль оси сопла, в соответствии со значением давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания так, что указанная ударная волна (8) падает на стенку указанной расширяющейся части в аксиальном положении (9), соответствующем положению ниже пределов области указанной расширяющейся части, где не осуществляется спонтанный отрыв реактивной струи или спонтанный отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды.

4. Способ по любому из предыдущих пунктов, при котором перемещение указанного тела округлой формы (5) в соответствии с давлением (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания соответствует заданному значению, которое определяется путем

выбора ряда дискретных значений давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания, находящихся в пределах между атмосферным давлением и максимальным давлением при запуске (Е2);

выбора ряда дискретных значений положения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части, находящихся в пределах между положением горловины (2) и положением выходной части (4) указанной расширяющейся части (Е3);

для каждой пары указанных дискретных значений, определения посредством вычислений или исследований значений статического давления и числа Маха вдоль стенки расширяющейся части (Е4) и определения точки соударения ударной волны со стенкой сопла;

для каждой пары указанных дискретных значений, определения аксиального положения точки отрыва реактивной струи или точки отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции с использованием указанных значений статического давления и числа Маха для потока истекающих газов вдоль стенки расширяющейся части (Е5);

для каждого из указанных дискретных значений давления (p _s ) истекающих газов в камере (1) сгорания определения самого нижнего положения указанного тела округлой формы (5), так что отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции вызывается указанной ударной волной (8), вызываемой присутствием указанного тела округлой формы (5) (Е6);

при этом указанное самое нижнее значение используют как значение заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующее указанному значению давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.

5. Способ по п.4, при котором дополнительно интерполируют указанное значение заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующее указанному значению давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания, для определения положения заданного значения в аналитической форме (Е7).

6. Способ по п.4 или 5, при котором указанное аксиальное положение точки (9) спонтанного отрыва реактивной струи или спонтанного отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды определяют с использованием соответствующих эмпирических или полуэмпирических критериев.

7. Способ по любому из предыдущих пунктов, при котором указанное тело округлой формы (5) перемещают от указанного аксиального положения в направлении выходной части (4) расширяющейся части при запуске двигателя, когда давление (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания увеличивается.

8. Способ по любому из предыдущих пунктов, при котором указанное тело округлой формы (5) имеет аксиальную симметрию и округлую переднюю поверхность, ориентированную в направлении горловины (2) сопла.

9. Способ по п.8, при котором указанное тело округлой формы (5) имеет поперечное сечение от 0,5 до 2,0, предпочтительно от 0,8 до 1,5 поперечного сечения горловины (2) сопла.

10. Способ по любому из пп.2-9, при котором указанное значение давления торможения (p _s ) истекающих газов в камере (1) сгорания определяют опосредованно по измерениям давления (p _s ) торможения указанных истекающих газов, соответствующего вершине указанного тела округлой формы.

11. Устройство для уменьшения нестабильных боковых нагрузок, действующих на сопло ракетного двигателя при запуске указанного двигателя, причем указанное сопло содержит камеру сгорания (1), где генерируются истекающие газы, расширяющуюся часть (3), в которой образуется сверхзвуковой поток указанных истекающих газов, и горловину (2), соединяющую указанную камеру сгорания с указанной расширяющейся частью, которое содержит

тело округлой формы (5), позиционируемое внутри расширяющейся части (3) по ее оси; и

средство для позиционирования указанного тела округлой формы (5) внутри расширяющейся части (3), соответственно, в такое аксиальное положение тела округлой формы, что по меньшей мере при части запуска ударная волна (8), вызываемая возмущением потока истекающих газов, от указанного тела округлой формы (5) падает на стенку указанной расширяющейся части (3) в таком аксиальном положении падения, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.

12. Устройство по п.11, дополнительно содержащее средство (6, 19) для перемещения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) в соответствии со значением давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания так, что пока значение указанного давления (p _s ) торможения истекающих газов изменяется при запуске, указанная ударная волна (8) продолжает падать на стенку расширяющейся части в аксиальном положении, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.

13. Устройство по п.12, в котором указанное средство (6, 19) для перемещения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) содержит исполнительный механизм (6) для перемещения указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части (3).

14. Устройство по п.13, дополнительно содержащее устройство (15) управления для приема от первого датчика (12, 12') значения данных о давлении (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания и для подачи команд указанному исполнительному механизму для перемещения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) в соответствии с указанным значением данных о давлении (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.

15. Устройство по п.14, в котором указанное устройство (15) управления представляет собой контроллер для подачи команд на перемещение указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) сопла в соответствии с заданным значением положения, определяемым путем

выбора ряда дискретных значений давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания, находящихся в пределах между атмосферным давлением и максимальным давлением при запуске (Е2);

выбора ряда дискретных значений положения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3), находящихся в пределах между положением горловины (2) и положением выходной части (4) указанной расширяющейся части (Е3);

для каждой пары указанных дискретных значений определения, посредством вычислений или исследований, значения статического давления и числа Маха вдоль стен расширяющейся части (Е4) и определения точки соударения ударной волны на стенки сопла;

для каждой пары указанных дискретных значений определения аксиального положения точки отрыва реактивной струи с использованием указанного значения статического давления и числа Маха вдоль стенки расширяющейся части (Е5);

для каждого из указанных дискретных значений давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания определения самого нижнего положения указанного тела округлой формы (5), так что отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции вызывается указанной ударной волной (8), вызываемой присутствием указанного тела округлой формы (5) (Е6);

при этом указанное самое нижнее значение используется как значение заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующего указанному значению давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере сгорания.

16. Устройство по п.15, в котором указанное положение заданного значения имеет аналитическую форму, определяемую с использованием дополнительной работы (Е7) по интерполяции указанного значения заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующего указанному значению давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.

17. Устройство по п.15 или 16, в котором указанное аксиальное положение точки (9) спонтанного отрыва реактивной струи или точки спонтанного отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды определяется с использованием соответствующего эмпирического или полуэмпирического критерия.

18. Устройство по любому из пп.14-17, в котором указанное устройство (15) управления представляет собой контроллер для подачи команд на перемещение указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) сопла от указанного аксиального положения в направлении выходной части (4) расширяющейся части (3) при запуске двигателя, когда увеличивается давление (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.

19. Устройство по любому из пп.11-18, в котором тело округлой формы (5) имеет вогнутую поверхность, имеющую вершину, предназначенную для ориентации в направлении горловины (2) сопла, и датчик (12') давления, расположенный в соответствии с указанной вершиной.

20. Устройство по п.12, в котором указанное средство для перемещения тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) в соответствии со значением давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания содержит средство (19) для приложения упругой силы против выталкивания указанного тела округлой формы (5) из указанной расширяющейся части (3) под действием указанных истекающих газов.

21. Устройство по любому из пп.11-20, в котором указанное тело округлой формы (5) имеет аксиальную симметрию и округлую поверхность, предназначенную для ориентации в направлении горловины (2) сопла.

22. Устройство по любому из пп.11-21, в котором указанное тело округлой формы (5) имеет поперечное сечение, составляющее от 0,5 до 2,0 предпочтительно от 0,8 до 1,5 поперечного сечения горловины (2) сопла.

23. Устройство по любому из пп.11-22, содержащее механическую предохранительную перемычку для выталкивания тела округлой формы (5) из расширяющейся части (3), когда аксиальная нагрузка, прикладываемая к указанному телу (5), превышает заданное пороговое значение.

 

(57) Реферат / Формула:
Способ уменьшения нестабильных боковых нагрузок, действующих на сопло ракетного двигателя при его запуске, причем указанное сопло содержит камеру (1) сгорания, где генерируются истекающие газы, расширяющуюся часть (3), в которой образуются сверхзвуковой поток указанных истекающих газов, и горловину (2), соединяющую указанную камеру сгорания с указанной расширяющейся частью, при котором позиционируют тело округлой формы (5) внутри расширяющейся части (3) по ее оси, соответственно, в такое аксиальное положение тела округлой формы, что по меньшей мере при части запуска, ударная волна (8), вызываемая возмущением потока истекающих газов, от указанного тела округлой формы (5) падает на стенку указанной расширяющейся части (3) в таком аксиальном положении падения, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.

2. Способ по п.1, при котором перед запуском двигателя вставляют указанное тело округлой формы (5) внутрь расширяющейся части (3) по ее оси до первого аксиального положения и при запуске перемещают указанное тело округлой формы (5) вдоль оси сопла в соответствии со значением давления (р _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания так, что пока значение указанного давления (p _s ) торможения истекающих газов изменяется при запуске, указанная ударная волна (8) продолжает падать на стенку расширяющейся части в аксиальном положении, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.

3. Способ по п.2, при котором перемещают указанное тело округлой формы (5) вдоль оси сопла, в соответствии со значением давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания так, что указанная ударная волна (8) падает на стенку указанной расширяющейся части в аксиальном положении (9), соответствующем положению ниже пределов области указанной расширяющейся части, где не осуществляется спонтанный отрыв реактивной струи или спонтанный отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды.

4. Способ по любому из предыдущих пунктов, при котором перемещение указанного тела округлой формы (5) в соответствии с давлением (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания соответствует заданному значению, которое определяется путем

выбора ряда дискретных значений давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания, находящихся в пределах между атмосферным давлением и максимальным давлением при запуске (Е2);

выбора ряда дискретных значений положения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части, находящихся в пределах между положением горловины (2) и положением выходной части (4) указанной расширяющейся части (Е3);

для каждой пары указанных дискретных значений, определения посредством вычислений или исследований значений статического давления и числа Маха вдоль стенки расширяющейся части (Е4) и определения точки соударения ударной волны со стенкой сопла;

для каждой пары указанных дискретных значений, определения аксиального положения точки отрыва реактивной струи или точки отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции с использованием указанных значений статического давления и числа Маха для потока истекающих газов вдоль стенки расширяющейся части (Е5);

для каждого из указанных дискретных значений давления (p _s ) истекающих газов в камере (1) сгорания определения самого нижнего положения указанного тела округлой формы (5), так что отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции вызывается указанной ударной волной (8), вызываемой присутствием указанного тела округлой формы (5) (Е6);

при этом указанное самое нижнее значение используют как значение заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующее указанному значению давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.

5. Способ по п.4, при котором дополнительно интерполируют указанное значение заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующее указанному значению давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания, для определения положения заданного значения в аналитической форме (Е7).

6. Способ по п.4 или 5, при котором указанное аксиальное положение точки (9) спонтанного отрыва реактивной струи или спонтанного отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды определяют с использованием соответствующих эмпирических или полуэмпирических критериев.

7. Способ по любому из предыдущих пунктов, при котором указанное тело округлой формы (5) перемещают от указанного аксиального положения в направлении выходной части (4) расширяющейся части при запуске двигателя, когда давление (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания увеличивается.

8. Способ по любому из предыдущих пунктов, при котором указанное тело округлой формы (5) имеет аксиальную симметрию и округлую переднюю поверхность, ориентированную в направлении горловины (2) сопла.

9. Способ по п.8, при котором указанное тело округлой формы (5) имеет поперечное сечение от 0,5 до 2,0, предпочтительно от 0,8 до 1,5 поперечного сечения горловины (2) сопла.

10. Способ по любому из пп.2-9, при котором указанное значение давления торможения (p _s ) истекающих газов в камере (1) сгорания определяют опосредованно по измерениям давления (p _s ) торможения указанных истекающих газов, соответствующего вершине указанного тела округлой формы.

11. Устройство для уменьшения нестабильных боковых нагрузок, действующих на сопло ракетного двигателя при запуске указанного двигателя, причем указанное сопло содержит камеру сгорания (1), где генерируются истекающие газы, расширяющуюся часть (3), в которой образуется сверхзвуковой поток указанных истекающих газов, и горловину (2), соединяющую указанную камеру сгорания с указанной расширяющейся частью, которое содержит

тело округлой формы (5), позиционируемое внутри расширяющейся части (3) по ее оси; и

средство для позиционирования указанного тела округлой формы (5) внутри расширяющейся части (3), соответственно, в такое аксиальное положение тела округлой формы, что по меньшей мере при части запуска ударная волна (8), вызываемая возмущением потока истекающих газов, от указанного тела округлой формы (5) падает на стенку указанной расширяющейся части (3) в таком аксиальном положении падения, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.

12. Устройство по п.11, дополнительно содержащее средство (6, 19) для перемещения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) в соответствии со значением давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания так, что пока значение указанного давления (p _s ) торможения истекающих газов изменяется при запуске, указанная ударная волна (8) продолжает падать на стенку расширяющейся части в аксиальном положении, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.

13. Устройство по п.12, в котором указанное средство (6, 19) для перемещения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) содержит исполнительный механизм (6) для перемещения указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части (3).

14. Устройство по п.13, дополнительно содержащее устройство (15) управления для приема от первого датчика (12, 12') значения данных о давлении (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания и для подачи команд указанному исполнительному механизму для перемещения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) в соответствии с указанным значением данных о давлении (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.

15. Устройство по п.14, в котором указанное устройство (15) управления представляет собой контроллер для подачи команд на перемещение указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) сопла в соответствии с заданным значением положения, определяемым путем

выбора ряда дискретных значений давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания, находящихся в пределах между атмосферным давлением и максимальным давлением при запуске (Е2);

выбора ряда дискретных значений положения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3), находящихся в пределах между положением горловины (2) и положением выходной части (4) указанной расширяющейся части (Е3);

для каждой пары указанных дискретных значений определения, посредством вычислений или исследований, значения статического давления и числа Маха вдоль стен расширяющейся части (Е4) и определения точки соударения ударной волны на стенки сопла;

для каждой пары указанных дискретных значений определения аксиального положения точки отрыва реактивной струи с использованием указанного значения статического давления и числа Маха вдоль стенки расширяющейся части (Е5);

для каждого из указанных дискретных значений давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания определения самого нижнего положения указанного тела округлой формы (5), так что отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции вызывается указанной ударной волной (8), вызываемой присутствием указанного тела округлой формы (5) (Е6);

при этом указанное самое нижнее значение используется как значение заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующего указанному значению давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере сгорания.

16. Устройство по п.15, в котором указанное положение заданного значения имеет аналитическую форму, определяемую с использованием дополнительной работы (Е7) по интерполяции указанного значения заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующего указанному значению давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.

17. Устройство по п.15 или 16, в котором указанное аксиальное положение точки (9) спонтанного отрыва реактивной струи или точки спонтанного отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды определяется с использованием соответствующего эмпирического или полуэмпирического критерия.

18. Устройство по любому из пп.14-17, в котором указанное устройство (15) управления представляет собой контроллер для подачи команд на перемещение указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) сопла от указанного аксиального положения в направлении выходной части (4) расширяющейся части (3) при запуске двигателя, когда увеличивается давление (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.

19. Устройство по любому из пп.11-18, в котором тело округлой формы (5) имеет вогнутую поверхность, имеющую вершину, предназначенную для ориентации в направлении горловины (2) сопла, и датчик (12') давления, расположенный в соответствии с указанной вершиной.

20. Устройство по п.12, в котором указанное средство для перемещения тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) в соответствии со значением давления (p _s ) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания содержит средство (19) для приложения упругой силы против выталкивания указанного тела округлой формы (5) из указанной расширяющейся части (3) под действием указанных истекающих газов.

21. Устройство по любому из пп.11-20, в котором указанное тело округлой формы (5) имеет аксиальную симметрию и округлую поверхность, предназначенную для ориентации в направлении горловины (2) сопла.

22. Устройство по любому из пп.11-21, в котором указанное тело округлой формы (5) имеет поперечное сечение, составляющее от 0,5 до 2,0 предпочтительно от 0,8 до 1,5 поперечного сечения горловины (2) сопла.

23. Устройство по любому из пп.11-22, содержащее механическую предохранительную перемычку для выталкивания тела округлой формы (5) из расширяющейся части (3), когда аксиальная нагрузка, прикладываемая к указанному телу (5), превышает заданное пороговое значение.

 

---

008728
Настоящее изобретение относится к устройству и способу для уменьшения нестабильных боковых нагрузок, действующих на сопло ракетного двигателя, в частности, при его запуске или зажигании.
Настоящее изобретение может использоваться, в частности, для устранения либо, по меньшей мере, для существенного ограничения нестабильных боковых нагрузок, возникающих в сопле ракетного двигателя при его зажигании, вызываемых эффектом, известным как отрыв реактивной струи или отрыв граничного слоя, или отрыв посредством внутренней рециркуляции в струе.
Известно, что тяга ракетного двигателя зависит от его скорости потока массы, от давления торможения ps в камере сгорания, от степени расширения газа в сопле, т.е. от отношения ps/pe между давлением ps торможения и статическим давлением ре выброса газов на выходе из сопла и от давления ра окружающей среды. Эта тяга достигает пика для заданного набора рабочих условий в камере, когда два значения давления ре и ра равны (тогда о сопле говорят, что оно уравновешенное). Известно также, что ракетные двигатели обычно выполняют для достижения условия согласования ре=pа на высоте, большей, чем высота запуска, например примерно 10000 м, и, как следствие, на малой высоте, ре <ра (рабочие условия сопла при сверхрасширении). Если статическое давление ре выброса газов на выходе из сопла значительно ниже, чем давление ра окружающей среды (например, ниже 0,2ра), внутри расширяющейся части сопла происходит отрыв реактивной струи. Известны два типа отрыва: отрыв посредством свободной ударной волны (также называемый свободным ударным отрывом в публикациях на английском языке) и отрыв посредством внутренней рециркуляции в струе (также называемый ограниченным ударным отрывом в публикациях на английском языке). Для определенной геометрии сопла и/или при определенных условиях степени расширения, граничный слой сверхзвукового газового потока отрывается от стенки расширяющейся части сопла в режиме отрыва, называемом режимом отрыва свободной ударной волны, и струя сжимается под действием боковой ударной волны, и боковая нагрузка прикладывается локально в каждой точке стенки указанной расширяющейся части после точки отрыва. Эта боковая нагрузка создается под действием разности давлений между наружной стенкой расширяющейся части, к которой прикладывается атмосферное давление, и внутренней стенкой расширяющейся части, к которой прикладывается локальное статическое давление струи. Если отрыв реактивной струи является совершенно симметричным и стабильным по всей периферии сопла и происходит в заданном аксиальном положении, локальное статическое давление струи было бы однородным по периферии сопла, и равнодействующая этих боковых нагрузок была бы равна нулю. На самом деле, линия отрыва реактивной струи имеет нерегулярную и очень нестабильную форму. Отсюда следует, что в любом случае отрыв реактивной струи дает ненулевую равнодействующую нагрузку, которая может иметь значительный момент по отношению к горловине сопла, в месте, где структурный момент инерции двигателя является самым низким. Это четко объясняет, почему наиболее критическая ситуация возникает, когда отрыв реактивной струи имеет место в основном на одной стороне сопла и вблизи выходной части. Для других геометрий сопла или для других условий степени расширения для того же сопла может происходить другой режим отрыва, называемый режим отрыва посредством внутренней рециркуляции в струе, который также генерирует вредные нестабильные боковые нагрузки. В этом режиме отрыва, как и в предыдущем, граничный слой сверхзвукового газового потока отрывается от стенки расширяющейся части сопла, но из-за уровня давлений после него поток немедленно повторно присоединяется к стенке расширяющейся части, образуя при этом тороидальную зону рециркуляции. Положение тороидальной зоны рециркуляции регулируется ударной волной, создаваемой в центре потока посредством широкой рециркуляции газа, который перемещается случайным образом, также случайным образом воздействуя на положение центральной ударной волны и на положение тороидальной зоны отрыва. После тороидальной зоны рециркуляции струя остается сверхзвуковой и присоединенной к стенке, сжимаясь при этом под действием боковой ударной волны, интенсивность которой изменяется вместе с числом Маха падающего потока, а следовательно, с положением тороидальной зоны рециркуляции. В результате статические давления на стенке после тороидальной зоны рециркуляции изменяются случайным образом. Как и в случае отрыва свободной ударной волны, боковая нагрузка прикладывается локально в каждой точке стенки указанной расширяющейся части после точки отрыва. Эта боковая нагрузка создается под действием разности давлений между наружной стенкой расширяющейся части, к которой прикладывается атмосферное давление, и внутренней стенкой расширяющейся части, к которой прикладывается локальное статическое давление струи. Если тороидальная зона рециркуляции является совершенно симметричной, коаксиальной с соплом, стабильной во времени по всей периферии сопла и остается в определенном аксиальном положении, повторное сжатие, связанное с ударной волной, которую она генерирует, было бы однородным, и локальное статическое давление струи после нее было бы однородным по всей периферии сопла, и равнодействующая этих боковых нагрузок была бы равной нулю. На самом деле, по причинам, приведенным выше, линия отрыва тороидальной зоны рециркуляции имеет нерегулярную и очень нестабильную форму. Отсюда следует, что в любом случае отрыв посредством внутренней рециркуляции струи вызывает ненулевую равнодействующую нагрузку, которая может иметь значительный момент по отношению к горловине сопла в месте, где структурный момент инерции двигателя является самым низким. Это объясняет, почему возникает наиболее критическая ситуация, когда отрыв посредством внутренней рециркуляции струи имеет место в основном посредине вертикального поперечного сечения сопла и вблизи к его выходной части.
- 1 -
008728
Необходимость поддерживания нестационарных нагрузок, вызываемых отрывом реактивной струи, на приемлемом уровне требует ограничения значения степени расширения ps/pe ниже ее оптимального значения и увеличения размеров структуры сопла, тем самым уменьшая общие рабочие характеристики двигателя и его отношение тяга/масса. Несмотря на эти предосторожности, нестационарные нагрузки, генерируемые под действием отрыва реактивной струи, вызывают значительные вибрации, которые способны повредить сопло и даже вызвать его разрыв, если по прохождении времени случайное распределение давления в расширяющейся части становится излишне неблагоприятным.
Тщательный анализ механизмов отрыва реактивной струи в соплах ракетных двигателей и возникающих в результате нестабильных боковых нагрузок приводится в статье G. Hagemann, M. Terhardt, M. Frey, P. Reijasse, M. Onofri, F. Nasuti и J. Ostlund, "Flow Separation and Side-Loads in Rocket Nozzles", 4th International Symposium "Liquid Space Propulsion> ". Ламполдсхаузен, Германия, 13-15 марта 2000 г.
Многочисленные устройства предполагаются для контроля отрыва реактивной струи внутри сопла ракетного двигателя и для ограничения указанных нестабильных боковых нагрузок.
В патенте США № 6572030 описано использование кольцевой конструкции для создания перепада давлений, проходящей радиально и предназначенной для размещения вокруг выходной части сопла. Эта конструкция вызывает образование зоны низкого давления вблизи указанной выходной части, тем самым уменьшая рециркуляцию реактивной струи внутри сопла.
В патенте США № 5894723 описано использование отбрасываемых вставок внутри сопла. После набора высоты отбрасывание указанных вставок увеличивает отношение площади выходной части сопла к площади его горловины, тем самым обеспечивая возможность двигателю для работы вблизи условий согласования при наборе высоты ракетой.
В патенте США № 5490629 описано использование отбрасываемого диффузора, соединенного с выходной частью сопла и имеющего сужение для повторного сжатия газов и, тем самым, для предотвращения отрыва реактивной струи при прохождении первой части траектории ракеты.
В патенте США № 5481870 описано использование вызывающего перепад давления кольцевого препятствия, соединенного с выходной частью сопла и частично перекрывающего его, для стабильного отрыва реактивной струи.
В патенте США № 5450720 описано использование продольных щелей в нижней конечной части сопла для стабильного отрыва реактивной струи.
Все эти документы описывают решения проблемы исключения или ограничения нестабильных боковых нагрузок, генерируемых в сопле ракетного двигателя при первой части набора им высоты, от точки отрыва до высоты, на которой выполняются условия согласования. Однако ни одно из устройств, описанных в этих патентах, не пригодны для ограничения появления нестабильных боковых нагрузок, в то время, когда давление торможения в камере сгорания двигателе еще не достигло его номинального значения, т.е. еще перед отрывом ракеты, при запуске двигателя. При запуске, который длится примерно 1 с или чуть меньше, давление торможения ps газов в камере сгорания быстро увеличивается от атмосферного до пикового значения, и, как следствие, среднее положение линии отрыва реактивной струи сдвигается по направлению к выходной части сопла, делая неэффективными средства контроля, известные из уровня техники, у которых геометрическое определение является фиксированным по отношению к соплу. Кроме того, эти документы предлагают использование устройств, которые составляют единое целое с соплом, по меньшей мере при части набора высоты ракетой, и которые, тем самым, увеличивают ее массу, что находится в противоречии с одной из целей регулирования отрыва реактивной струи, заключающейся в облегчении сопла посредством уменьшения нагрузок, которым оно подвергается.
Единственный известный из уровня техники документ, который предоставляет решение проблемы ограничения нестабильных боковых нагрузок при запуске двигателя, не утяжеляя сопло, представляет собой патент Франции № 2791398, в котором описана система для стабилизации отрыва реактивной струи, включающая в себя устройство вне двигателя, составляющее единое целое с наземной установкой, состоящее из набора труб для инжекции, посылающих противоточные струи текучей среды в сопло, по направлению к точкам соударения на его стенках. Область отрыва реактивной струи создается, начиная от каждой точки соударения, проходит в направлении к выходной части сопла в конической конфигурации. Такая система вызывает общее уменьшение нестабильных боковых нагрузок в сопле и имеет то преимущество, что устанавливается на наземной установке и не переносится самой ракетой, но она не является вполне удовлетворительной, поскольку не стабилизирует эффективно отрыв реактивной струи при запуске двигателя, поскольку противоточные струи воздействуют на сопло в положениях, которые являются фиксированными и независимыми от давления в камере сгорания. Кроме того, как показано на фиг. 1 патента Франции № 2791398, линии отрыва реактивной струи, исходящие из каждой точки соударения, пересекают край выходной части сопла. На самом деле, эти линии имеют стабильное положение в точке соударения струи противоточной текучей среды, которая вызывает их, но могут флуктуировать вниз от этой точки, тем самым вызывая остаточные нестабильные нагрузки. Это является особенно нежелательным, поскольку эти остаточные нагрузки прикладываются, соответственно, начиная от края выходной части сопла, т.е. в месте, где они являются особенно вредными, поскольку их момент по отношению к горловине сопла находится в максимуме.
- 2 -
008728
Одной из целей настоящего изобретения является получение усовершенствованного регулирования отрыва реактивной струи при запуске ракетного двигателя и, таким образом, уменьшения нестабильных нагрузок, действующих на расширяющуюся часть сопла.
Другой целью настоящего изобретения является получение такого регулирования без увеличения массы сопла или ракеты.
Другой целью настоящего изобретения является получение такого регулирования с использованием более простого и более экономичного устройства, чем устройства, известные из уровня техники.
Дополнительной целью настоящего изобретения является создание устройства и способа для регулирования отрыва реактивной струи при запуске ракетного двигателя, который может использоваться вместе с устройством, известным из уровня техники, для регулирования отрыва реактивной струи при наборе высоты ракетой, для получения такого регулирования при большей части периода, в течение которого двигатель работает в атмосфере.
Дополнительной целью настоящего изобретения является посредством усовершенствованного регулирования отрыва реактивной струи улучшение общих рабочих характеристик ракетного двигателя посредством облегчения его конструкции и увеличения степени его расширения.
По меньшей мере одна из этих целей достигается посредством способа уменьшения нестабильных боковых нагрузок, действующих на сопло ракетного двигателя при запуске указанного двигателя, причем указанное сопло содержит камеру сгорания, где генерируются истекающие газы, расширяющуюся часть, в которой образуется сверхзвуковой поток указанных истекающих газов, и горловину, соединяющую указанную камеру сгорания с указанной расширяющейся частью, при котором: позиционируют тело округлой формы внутри расширяющейся части по ее оси, соответственно, в такое аксиальное положение тела округлой формы, что по меньшей мере при части запуска ударная волна, вызываемая возмущением потока истекающих газов, от указанного тела округлой формы падает на стенку указанной расширяющейся части в таком аксиальном положении падения, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.
В соответствии с конкретными вариантами осуществления настоящего изобретения способ может также включать в себя перед запуском двигателя
вставку указанного тела округлой формы внутрь расширяющейся части по ее оси до первого аксиального положения и при запуске перемещение указанного тела округлой формы вдоль оси сопла в соответствии со значением давления торможения истекающих газов в камере сгорания так, что пока значение указанного давления торможения истекающих газов изменяется при запуске, указанная ударная волна продолжает падать на стенку расширяющейся части в аксиальном положении, где она вызывает отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции;
перемещение указанного тела округлой формы вдоль оси сопла в соответствии со значением давления торможения истекающих газов в камере сгорания таким образом, что указанная ударная волна падает на стенку указанной расширяющейся части в аксиальном положении, соответствующем нижнему пределу области указанной расширяющейся части, где не происходит спонтанного отрыва реактивной струи или спонтанного отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции, под действием давления окружающей среды;
перемещение указанного тела округлой формы в соответствии с давлением торможения истекающих газов в камере сгорания может соответствовать заданному значению, которое определяется путем выбора ряда дискретных значений давления торможения истекающих газов в камере сгорания, находящихся в пределах между атмосферным давлением и максимальным давлением, достигаемым при запуске; выбора ряда дискретных значений положения указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части, находящихся в пределах между положением горловины и положением выходной части указанной расширяющейся части; для каждой пары указанных дискретных значений, определения, посредством вычисления или исследования, значения статического давления и числа Маха вдоль стенки расширяющейся части и определение точки соударения ударной волны со стенкой сопла; для каждой пары указанных дискретных значений, определения аксиального положения точки отрыва реактивной струи или точки отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции с использованием указанных значений статического давления и числа Маха для потока истекающих газов вдоль стенки расширяющейся части; для каждого из указанных дискретных значений давления истекающих газов в камере сгорания, определения самого нижнего положения указанного тела округлой формы, так что отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции вызывается указанной ударной волной, вызываемой присутствием указанного тела округлой формы; причем указанное самое нижнее значение используют как заданное значение положения указанного тела округлой формы, соответствующее указанному значению давления торможения истекающих газов в камере сгорания;
интерполяцию указанного заданного значения положения указанного тела округлой формы, соответствующее указанному значению давления торможения истекающих газов в камере сгорания для определения положения заданной точки в аналитической форме;
указанное аксиальное положение точки спонтанного отрыва реактивной струи или спонтанного отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды определяют
- 3 -
008728
с использованием соответствующего эмпирического или полуэмпирического критерия;
указанное тело округлой формы перемещают от указанного аксиального положения по направлению к выходной части расширяющейся части при запуске двигателя, когда давление торможения истекающих газов в камере сгорания увеличивается;
указанное значение давления торможения истекающих газов в камере сгорания определяют либо непосредственно по измерению давления в камере давления, либо опосредованно, по измерению давления торможения указанных истекающих газов, соответствующего вершине указанного тела округлой формы.
По меньшей мере одна из указанных выше целей также достигается посредством использования устройства для уменьшения нестабильных боковых нагрузок, действующих на сопло ракетного двигателя при запуске указанного двигателя, причем указанное сопло содержит камеру сгорания, где генерируются истекающие газы, расширяющуюся часть, в которой образуется сверхзвуковой поток указанных истекающих газов, и горловину, соединяющую указанную камеру сгорания с указанной расширяющейся частью, которая содержит тело округлой формы, позиционируемое внутри расширяющейся части по ее оси, и средство для позиционирования указанного тела округлой формы внутри расширяющейся части, соответственно, в такое аксиальное положение тела округлой формы, что, по меньшей мере при части запуска, ударная волна, вызываемая возмущением потока истекающих газов, от указанного тела округлой формы падает на стенку указанной расширяющейся части в таком аксиальном положении падения, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции. В соответствии с конкретными вариантами осуществления настоящего изобретения устройство может дополнительно содержать средство для перемещения указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части в соответствии со значением давления торможения истекающих газов в камере сгорания так, что пока значение указанного давления торможения истекающих газов изменяется при запуске, указанная ударная волна продолжает падать на стенку расширяющейся части в аксиальном положении, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции;
указанное средство для перемещения указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части может содержать исполнительный механизм для перемещения указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части;
устройство может дополнительно содержать устройство управления для приема от первого датчика значения данных о давлении торможения истекающих газов в камере сгорания и для подачи команд указанному исполнительному механизму для перемещения указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части в соответствии с указанным значением данных о давлении торможения истекающих газов в камере сгорания;
указанное устройство управления представляет собой контроллер для подачи команд на перемещение указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части сопла, в соответствии с заданным значением положения, определенным путем выбора ряда дискретных значений давления торможения истекающих газов в камере сгорания, находящихся в пределах между атмосферным давлением и максимальным давлением, достигаемым при запуске; выбора ряда дискретных значений положения указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части, находящихся в пределах между положением горловины и положением выходной части указанной расширяющейся части; для каждой пары указанных дискретных значений, определения, посредством вычисления или посредством исследований, значения статического давления и числа Маха вдоль стенки расширяющейся части и определения точки соударения ударной волны со стенкой сопла; для каждой пары указанных дискретных значений, определения аксиального положения точки отрыва реактивной струи или точки отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции, с использованием указанных значений статического давления и числа Маха вдоль стенки расширяющейся части; для каждого из указанных дискретных значений давления торможения истекающих газов в камере сгорания, определения положения указанного тела округлой формы, крайнего снизу, так что отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции вызывается указанной ударной волной, вызываемой присутствием указанного тела округлой формы; причем указанное крайнее нижнее значение используется в качестве величины заданного значения положения указанного тела округлой формы, соответствующего указанному значению давления торможения истекающих газов в камере сгорания;
указанное заданное значение положения имеет аналитическую форму, определяемую с использованием дополнительной операции интерполяции указанных величин заданных значений положения указанного тела округлой формы, соответствующих указанным значениям давления торможения истекающих газов в камере сгорания;
указанное аксиальное положение точки спонтанного отрыва реактивной струи или точки спонтанного отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды определяется с использованием соответствующего эмпирического или полуэмпирического критерия;
- 4 -
008728
указанное устройство управления представляет собой контроллер для подачи команд на перемещение указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части сопла от указанного аксиального положения в направлении к выходной части расширяющейся части при запуске двигателя, когда увеличивается давление торможения истекающих газов в камере сгорания;
тело округлой формы имеет вогнутую поверхность, имеющую вершину, предназначенную для ориентирования по направлению к горловине сопла, и может содержать датчик давления, расположенный в соответствии с указанной вершиной;
указанное средство для перемещения тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части, в соответствии со значением давления торможения истекающих газов в камере сгорания может включать в себя средства для приложения упругой силы против выталкивания указанного тела округлой формы из указанной расширяющейся части под действием указанных истекающих газов вместо исполнительного механизма;
указанное тело округлой формы имеет аксиальную симметрию и округлую поверхность, предназначенную для ориентации в направлении горловины сопла;
указанное тело округлой формы имеет поперечное сечение, составляющее от 0,5 до 2,0, предпочтительно от 0,8 до 1,5 поперечного сечения горловины сопла;
устройство может дополнительно содержать механическую предохранительную перемычку для выталкивания тела округлой формы из расширяющейся части, когда аксиальная нагрузка, прикладываемая к указанному телу, превышает заданное пороговое значение.
Другие особенности, детали и преимущества настоящего изобретения станут очевидны после прочтения нижеприведенного описания со ссылками на прилагаемые чертежи, приводимые в качестве примеров, на которых:
фиг. 1 - устройство для регулирования отрыва реактивной струи в соответствии с настоящим изобретением, расположенное в рабочей конфигурации, в сопле ракетного двигателя, которая представляет режим спонтанного отрыва свободной ударной волны;
фиг. 2 - блок-схема, иллюстрирующая способ определения закона управления для устройства с фиг. 1 для осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением;
фиг. 3 - устройство для регулирования отрыва реактивной струи в соответствии с настоящим изобретением, расположенное в рабочей конфигурации, в сопле ракетного двигателя, которая представляет режим спонтанного внутреннего отрыва с рециркуляцией в струе;
фиг. 4 - устройство для регулирования отрыва реактивной струи в соответствии с настоящим изобретением, к которому добавлено устройство для защиты от механической перегрузки;
фиг. 5 - упрощенный вариант устройства для регулирования отрыва в соответствии с настоящим изобретением, которое работает в ограниченном диапазоне степеней расширения.
Ракетный двигатель содержит камеру 1 сгорания, в которой генерируются газы с высокой температурой и высоким давлением (давление ps торможения), и сопло, содержащее сужающуюся часть, соединенную с указанной камерой 1 сгорания, горловину 2, в которой поток указанных газов достигает околозвуковых условий, и расширяющуюся часть 3, в которой указанный поток подвергается расширению и ускорению до сверхзвуковой скорости. Выходная часть 4 расширяющейся части завершается вне двигателя, в окружающей среде, где преобладает внешнее давление ра, которое равно примерно 1 атм на высоте запуска и уменьшается при наборе высоты ракетой до пренебрежимо малого значения, когда ракета покидает земную атмосферу.
В оставшейся части описания
х - расстояние между любой точкой расширяющейся части 3 и горловиной 2, измеренное вдоль оси сопла;
А(х) - эффективная аэродинамическая площадь поперечного сечения сопла на расстоянии х от горловины; причем аэродинамическая площадь равна геометрической площади минус площадь, соответствующая толщине смещения граничного слоя;
At=A(x=0) - эффективная аэродинамическая площадь поперечного сечения горловины 2;
Ае - эффективная аэродинамическая площадь поперечного сечения выхода 4 расширяющейся части 3;
р(х) - статическое давление газов на расстоянии х;
ре - статическое давление газов, соответствующее выходной части 4 расширяющейся части 3; причем на высоте запуска, как предполагается, сопло находится в состоянии сверхрасширения, т. е. значение давления ра окружающей среды (атмосферного) значительно выше, чем теоретическое значение, которое ре имело бы, если бы двигатель работал в вакууме;
М(х) - число Маха, которое равно отношению скорости потока к скорости звука в газах, генерируемых в камере сгорания;
Y - показатель изоэнтропического расширения указанных газов.
- 5 -
008728
В зоне изоэнтропического сверхзвукового потока перед любой ударной волной, генерируемой посредством отрыва или посредством тела округлой формы, значения А(х) и М(х) связаны следующим уравнением:
М=Гif,+ZZIM^ [1]
А, [г + 1) М(х){ 2 WJ
Если в качестве первого приближения предполагается, что А(х) известно и не зависит от условий потока, уравнение [1] может использоваться для вычисления числа Маха в каждой точке сопла. Значение давления р(х) в сопле зависит от числа Маха и давления торможения в камере сгорания ps
Р, I 2
Уравнения [1] и [2] выражают характеристики потока в сопле, в зоне изоэнтропического сверхзвукового потока не только для работы в вакууме, когда ра=0, но также и тогда, когда сопло, работающее на некоторой высоте, является согласованным (ра=ре), или даже в условиях небольшого сверхрасширения (ра> ре). В последнем случае газы являются сжатыми на выходе сопла под действием ударных волн, вызванных отрывом граничного слоя, и уравнения [1] и [2] являются недостаточными для определения скорости и давления газов после этих ударных волн. В этих условиях сверхрасширения возникает эффект отрыва реактивной струи, как описано в указанной статье G. Hagemann et al. Различные теоретические, эмпирические или полуэмпирические критерии предлагаются для определения положения x_sep, при котором происходит отрыв. Одним из наиболее простых и наиболее широко используемых критериев является критерий Шмукера
Ж-5*) = [1,88Л/(х_^)-1]-0И [3]
где М(х) задается уравнением [1], р(х) - уравнением [2],
при этом точка отрыва, на самом деле, располагается на нижнем пределе изоэнтропической зоны, обеспечивая использование уравнений [1] и [2] для определения параметров р и М в критерии [3]. Для x> x_sep давление газа увеличивается и не подчиняется больше уравнению [2].
Необходимо иметь в виду, что критерий, выраженный уравнением [3], всего лишь дает оценку среднего положения "точки" отрыва реактивной струи, которое, на самом деле, флуктуирует со временем: на практике предпочтительно говорить об области отрыва реактивной струи, расположенной с центром в положении x=x_sep и вокруг него. Например, NASA считает, что для тех геометрий сопла, которые исследовались, эта область, как правило, находится в пределах между х_sep-20% и х_sep+20%: такая оценка должна обеспечить достаточно точный диапазон в большинстве случаев, но в реальности было бы преимущественным осуществлять более точные исследования для каждой конкретной геометрии сопла.
Очевидно, что является также возможным численное моделирование потока вместо того, чтобы основываться на аналитических моделях. Кроме того, могут использоваться более подробные модели, принимающие во внимание вязкость газа, неизоэнтропический характер потока, свойства граничного слоя и т.п. Кроме того, должно учитываться, что точный механизм, генерирующий нестационарные боковые нагрузки, еще не является полностью понятным (см. указанную статью G. Hagemann et al.).
До сих пор авторы рассматривали случай, при котором ps является фиксированным, а ра изменяется. На самом деле, при запуске двигателя ра является фиксированным, a ps постепенно увеличивается от некоторого значения ра до некоторого стационарного значения, в пределах интервала примерно в 1 с.
Сначала ps=pa и потока нет. Когда затем давление ps в камере сгорания 1 увеличивается, возникает поток, сначала при дозвуковых условиях. При определенном значении ps в горловине 2 сопла возникает ударная волна и М(х=0)=1; когда ps дополнительно увеличивается, ударная волна сдвигается в расширяющуюся часть 3 по направлению выходной части 4, и происходит отрыв реактивной струи, приблизительно соответствующий положению x_sep, удовлетворяющему критерию [3] (или любому другому соответствующему критерию). Когда ps увеличивается, область отрыва сдвигается далее вниз. Это имеет два последствия: поверхность, к которой прикладываются нестабильные боковые нагрузки, увеличивается, тем самым, увеличивая силу указанных нагрузок, и момент равнодействующей этих нагрузок по отношению к горловине также увеличивается благодаря перемещению ее точки приложения. Следовательно, ближе к концу запуска нагрузки, которым подвергаются конструкции сопла, являются самыми высокими.
Как правило, это происходит при тех условиях, когда достигается максимальное давление торможения; как следствие, после отрыва, ps остается постоянным, а ра уменьшается, когда ракета поднимается. Таким образом, достигается условие согласования, а затем условие неполного расширения (ре> ра).
Топология потока в сопле при условиях сверхрасширения при запуске двигателя может демонстрировать два вида отрывов при запуске двигателя: отрыв свободной ударной волны и отрыв посредством внутренней рециркуляции в струе, также называемый отрывом реактивной струи под действием ограниченной ударной волны (см. указанную статью G. Hagemann et al.). Однако следует отметить, что при за
- 6 -
008728
жигании сопла в условиях сверхрасширения, например при запуске ракетного двигателя, степень расширения увеличивается вместе с давлением ps в камере сгорания, и конфигурация ударной волны, которая возникает в начале, представляет собой самую простую конфигурацию с отрывом свободной ударной волны и отрывом на стенке, как описано выше. Используя способ, описанный выше, следовательно, возможно определение, по меньшей мере приблизительное, области данного сопла, в котором осуществляется начальный отрыв реактивной струи.
Идея, лежащая в основе настоящего изобретения, иллюстрируемая посредством фиг. 1, состоит в принудительном формировании стабильной, предсказуемой отделяемой ударной волны 8 внутри сопла, которая падает на стену сопла в положении 9, при этом взаимодействие между ударной волной 8 и граничным слоем потока вблизи стенки сопла вызывает отрыв указанного граничного слоя, т.е. отрыв струи; на фиг. 1 позиция 10 указывает на ограничение области отрыва, а позиция 11 - на ударную волну, отраженную в точке падения 9. В противоположность случаю "естественного" отрыва реактивной струи, вызываемого давлением ра окружающей среды, отрыв реактивной струи, вызываемый ударной волной 8, является стабильным, локализованным и независимым от какого-либо возмущения снизу, обеспечивая устранение или по меньшей мере существенное уменьшение нестабильных боковых нагрузок. Физика взаимодействия между ударной волной и граничным слоем описана в статье J. Delery and R. Bur "The Physics of Shock Wave/Boundary Layer Interaction Control: Last Lessons Learned", ECCOMAS 2000, Барселона, Испания, 11-14 сентября 2000 г.
Автор принимает во внимание тот факт, что одна из причин, по которым устройство согласно патенту Франции № 2791398 является неспособным эффективно стабилизировать отрыв реактивной струи при запуске двигателя, представляет собой тот факт, что положение точек соударения противоточных струй, которые запускают отрыв реактивной струи, остается постоянным. Таким образом, при первой фазе запуска двигателя спонтанный отрыв реактивной струи может происходить ниже указанных точек соударения, а в конечной фазе запуска эти же точки могут располагаться слишком далеко внизу. На самом деле обнаружено, что существует оптимальное положение точки падения 9 ударной волны 8 в соответствии со значением давления ps торможения. На самом деле, указанная точка 9 должна находиться достаточно далеко внизу для определения только лишь отрыва реактивной струи до того, как начнет чувствоваться эффект давления ра окружающей среды, но в то же время достаточно близко к точке, где появляется спонтанный отрыв под действием атмосферного давления, чтобы встретиться с граничным слоем, который "ослаблен" и, следовательно, легко отрывается. В итоге указанное оптимальное положение точки падения 9 представляет собой положение, так что отрыв реактивной струи, тем не менее, скорее вызывается ударной волной 8, чем является спонтанным. По этой причине настоящее изобретение является пригодным для сдвига точки падения 9 ударной волны 8 при запуске двигателя, так что указанная точка падения 9 постоянно находится вблизи ее оптимального положения.
Фиг. 1 показывает, что устройство в соответствии с настоящим изобретением содержит тело округлой формы 5, установленное на стержне 14, которое может перемещаться в аксиальном направлении посредством исполнительного механизма 6, управляемого устройством 15 управления. В качестве входного сигнала последний принимает значение давления ps истекающих газов внутри камеры, получаемое посредством первого датчика 12, и данные о положении указанного тела округлой формы 5, получаемого посредством второго датчика 13, и управляет исполнительным механизмом 6 так, что аксиальное положение указанного тела 5 постоянно находится вблизи значения заданного значения, которое зависит от указанного значения давления ps.
При рабочих условиях тело 5 располагается внутри расширяющейся части 3 сопла для перемещения вдоль его оси.
Можно наблюдать, что устройство, в основном состоящее из тела 5, стержня 14, исполнительного механизма 6, второго датчика 13 и устройства 15 управления (первый сенсор 12, как правило, предусматривается в камерах сгорания ракетных двигателей), является единым целым со стартовым столом 7: как следствие, оно не утяжеляет ракету и может повторно использоваться, по меньшей мере, частично после замены избыточно поврежденных компонентов.
В случае, показанном на фиг. 1, тело 5 имеет полусферическую форму, но это не является обязательным выбором и могут рассматриваться другие формы. Это тело 5 имеет округлую поверхность, ориентированную по направлению к горловине 2 сопла, для генерации тупообразной отошедшей ударной волны 8. Округлая форма тела 5 имеет преимущество по сравнению с заостренной формой в уменьшении уровня потока, принимаемого телом 5; однако, если высокий уровень потока считается приемлемым, заостренная форма также может использоваться. Важным фактором является взаимодействие ударной волны с граничным слоем на стенке сопла, а не форма ударной волны вблизи тела 5. Следовательно, должно быть ясно, что точная форма тела, генерирующего эту ударную волну, имеет второстепенную важность. Однако, как в случае полусферы с фиг. 1, предпочтительной является четкая линия разрыва для отделения передней округлой поверхности от задней поверхности, которая, например, может представлять собой плоскость, для предотвращения появления нестационарных условий, которые были бы обязательными для тела округлой формы. Что касается размеров тела 5, обнаружено, что они предпочтительно должны быть приблизительно такими же, как поперечное сечение горловины 2; как правило, диа
- 7 -
008728
метр указанного тела составляет от 0,5 до 2,0, предпочтительно от 0,8 до 1,5 диаметра горловины. В любом случае для тела 5 является важным, чтобы оно не было достаточно большим, чтобы составлять вторичную горловину, в особенности в своем в самом нижнем положении.
Как правило, предпочтительно, чтобы тело 5 имело аксиальную симметрию; однако, если сопло имеет некруговую форму, например восьмиугольную, тело 5 может иметь форму, которая для этого примера является приблизительно восьмиугольной, генерируя ударную волну, пересечение которой с соплом служит для инициирования отрыва граничного слоя по всей периферии сопла, перед локальным появлением естественного отрыва, положение которого в этом случае может зависеть от положения вдоль периметра. Форма и оптимальные размеры тела 5 могут определяться для каждого конкретного случая с использованием численного моделирования и/или исследований в аэродинамической трубе. Одним из важных параметров оптимизации является угол падения ударной волны 8 на стенку расширяющейся части: на самом деле, чем больше этот угол, тем меньше локальные механические нагрузки и рост температуры, которому подвергается указанная стенка; в то же время слишком пологое падение может сделать невозможным эффективный отрыв струи. Одна из причин, почему важно регулировать положение тела 5, а следовательно, и точку падения 9 при запуске двигателя, заключается конкретно в том, что, если указанная точка падения 9 располагается чуть ниже точки, где происходит "спонтанный" отрыв реактивной струи, граничный слой значительно ослабляется, и отрыв реактивной струи может вызываться даже очень пологой боковой ударной волной 8.
Тело округлой формы 5 должно быть способным противостоять струе истекающих газов в течение примерно 1 с или менее. Для осуществления этого доступен широкий выбор материалов: металлы, жаропрочная керамика, а также композитные материалы и даже сердцевина дуба, если она восполняется после каждого использования при поджоге.
Конструкция стержня 14 и исполнительного механизма 6 не вызывает никаких особенных замечаний, за исключением того, что указанный стержень должен противостоять, без потери продольной устойчивости, высокой аксиальной нагрузке, прикладываемой потоком истекающих газов на тело 5.
Если аксиальная нагрузка, прикладываемая к телу 5, а следовательно, к стержню 14, является слишком высокой, последний может разрушаться или разрываться, и тело 5 может соударяться со стенкой сопла и повреждать его; внезапное падение давления, которое сопровождает разрушение стержня, может также повлиять на целостность сопла. Такая ситуация может возникнуть, например, если из-за отказа тело 5 останется блокированным в определенном аксиальном положении вместо постепенного извлечения. Для предотвращения этого типа риска является преимущественным создание "механической предохранительной перемычки", т. е. детали, которая перемещается или разрушается под нагрузкой, обеспечивая выталкивание тела 5 до возникновения опасного роста давления, в случае отказа исполнительного механизма или устройства управления. На фиг. 4 показан пример такой механической предохранительной перемычки, обозначенной позицией 18. В этом варианте осуществления исполнительный механизм 6 соединяется с полой цилиндрической опорой 20 посредством стержней 18; в случае механической перегрузки, прикладываемой в аксиальном направлении истекающими газами, стержни разрушаются, и узел, состоящий из тела 5, стержня 14 и исполнительного механизма 6, выбрасывается в указанный полый цилиндр.
Особенно важный элемент устройства согласно настоящему изобретению состоит из устройства 15 управления, который подает команды перемещения тела 5 при запуске двигателя, в направлении, в целом, проходящем от горловины 2 до выходной части 4 сопла, в соответствии с давлением ps торможения газов в камере 1 сгорания. На самом деле, устройство управления может быть обычного типа (например, цифровой PID); причем по-настоящему важный фактор представляет собой определение заданного значения положения x(ps) тела 5. На самом деле, как показано выше, является преимущественным, чтобы тело 5 располагалось, в любом случае, вблизи оптимального положения, определяемого как самое нижнее положение, так что отрыв реактивной струи, тем не менее, вызывается падением ударной волны 8 на стенку расширяющейся части 3, а не вызывается удовлетворением условия, выраженного уравнением [3] (или эквивалентным условием). Разумеется, определение указанного оптимального положения включает в себя рассмотрение достаточного допуска на безопасность, который получается, например, посредством уменьшения значения x_sep, полученного посредством применения уравнения [3], на 20%.
Топология потока, описанная со ссылкой на фиг. 1, известна как отрыв свободной ударной волны. В определенных условиях, в соответствии с геометрией сопла и изменениями давлений, отрыв потока, вызываемый ударной волной 8, не может развиваться вдоль стенки расширяющейся части, поскольку градиент давления вызывает немедленное повторное присоединение граничного слоя посредством образования тороидальной зоны рециркуляции на указанной стенке. В этих условиях широкая зона рециркуляции создается в центральной части струи ниже тела округлой формы: топология потока тогда становится очень похожей на ту, которая описана в указанной статье G. Hagemann et al. С помощью выражения "отрыв ограниченной ударной волны", также называемый отрывом посредством внутренней рециркуляции в струе. Это условие потока схематически показано на фиг. 3, на которой одинаковые ссылочные позиции соответствуют таким же элементам, как на фиг. 1, где позицией 16 обозначена тороидальная зона рециркуляции, а позицией 17 - зона рециркуляции в центральной части струи.
- 8 -
008728
Как и в случае "отрыва свободной ударной волны", показанном на фиг. 1, уединенная ударная волна 8 образует стабильную зону отрыва в положении ниже того положения, в котором происходит спонтанный отрыв. Таким образом, настоящее изобретение сохраняет всю его полезность в этих условиях.
Для конкретных геометрий сопла, и в частности в случае двигателя Vulcain, отрыв потока может представлять собой тип свободной ударной волны либо тип "внутренней рециркуляции в струе" в зависимости от отношения давления торможения в камере сгорания к давлению окружающей среды. Поскольку давление торможения увеличивается при запуске от атмосферного давления до номинального рабочего значения, тип отрыва изменяется со временем. В случае двигателя Vulcain, например, наблюдается переход от условия отрыва свободной ударной волны к условию внутренней рециркуляции в струе, с последующим возвратом к отрыву свободной ударной волны. Эти изменения условий генерируют нестабильные боковые нагрузки, которые гораздо сильнее, чем в случае только лишь отрыва свободной ударной волны или только лишь отрыва посредством внутренней рециркуляции в струе, и по этой причине являются нежелательными. На самом деле, присутствие тела округлой формы 5 имеет тенденцию к облегчению отрыва посредством внутренней рециркуляции в струе, по сравнению с отрывом свободной ударной волны, поскольку его лобовое сопротивление само по себе создает центральную зону рециркуляции. Как следствие, переходы от одного состояния к другому устраняются, и двигатель стартует полностью в условиях внутренней рециркуляции в струе. Таким образом, способ согласно настоящему изобретению оказывает особенно выгодное воздействие для этого типа сопла.
Блок-схема на фиг. 2 иллюстрирует рациональный способ определения заданного значения и положения x(ps) тела 5.
Во-первых, на этапе Е1 математическая модель ракетного двигателя используется для определения как функции давления ps торможения, температуры Ts в камере сгорания и показателя изоэнтропическо-го расширения у истекающих газов (на самом деле, это является необходимым, как правило, для учета того факта, что композиция указанных газов, а следовательно, и значение параметра у изменяется при запуске). Эта модель возникает в результате определения усредненных рабочих параметров при запуске двигателя во время его квалификационных испытаний на земле. Такие испытания всегда осуществляются перед использованием двигателя на запускаемом аппарате и, следовательно, не являются специфичными для настоящего изобретения.
Во-вторых, этап Е2 включает в себя определение максимального значения, достигаемого давлением торможения газов в камере сгорания 1, psmax, минимального давления, которое равно давлению окружающей среды на высоте запуска, ра, и выбор ряда N дискретных значений ps1, psN в пределах между psmax и ра, величина N, например 10, представляет собой компромисс между желаемой точностью модели и приемлемым объемом компьютерных вычислений.
В-третьих, этап Е3 включает в себя выбор ряда М дискретных значений х1, хм положения тела округлой формы 5, заключенного между положением горловины 2 сопла и положением его выходной части 4, величина М, например 10, представляет собой компромисс между желаемой точностью модели и приемлемым объемом компьютерных вычислений.
После этого этап Е4 включает в себя для каждой пары значений (ps1, xJ) определение, в частности, с использованием численного моделирования и/или наземных испытаний, давления р(х) и числа Маха М(х) потока в любой точке сопла, а также точки падения 9 ударной волны 8 на стенку расширяющейся части 3, обозначаемой xshockiJ. Моделирование осуществляется, принимая во внимание значения температуры Ts и показателя у истекающих газов, определенных на этапе Е1.
Влияние ненулевого давления ра окружающей среды принимается во внимание на этапе Е5. На этом этапе проверяют, вызывает ли давление ра окружающей среды спонтанный отрыв граничного слоя (случай с фиг. 1) или отрыв посредством внутренней рециркуляции в струе (случай с фиг. 3) до того, как взаимодействие граничного слоя с ударной волной вызывает отсоединение или отрыв посредством внутренней рециркуляции (в оставшейся части текста термин "отрыв" используется при упоминании обоих условий для потока). Проверка этого осуществляется либо посредством наземных испытаний, либо, например, с использованием критерия уравнения [3] или любого другого эмпирического критерия, рассматриваемого как более пригодный, критерий применяется к зоне изоэнтропического потока (если критерий не может быть удовлетворен в изоэнтропической зоне, отрыв будет генерироваться посредством ударной волны, при условии, что ее положение находится достаточно далеко позади для взаимодействия с ослабленным граничным слоем; на самом деле, только самые задние положения ударной волны являются преимущественными с точки зрения применения этого способа). Это используется для определения положения отрыва, характеризуемого посредством x_sep. Верхние индексы i и J напоминают, что это значение x_sep определяется для давления р./ торможения и положения xJ тела 5. На самом деле, как предлагается выше, предпочтительным является не использовать значение, полученное непосредственно с помощью критерия, такого как критерий уравнения [3], для x_sepiJ, но скорректировать его посредством использования коэффициента безопасности (например с 20% уменьшением).
На этапе Е6 x_sepiJ сравнивают с xshockiJ (положение точки падения 9 ударной волны 8 на стенке расширяющейся части 3). Оптимальное значение положения тела 5 при давлении psi торможения, xopt(psi)
- 9 -
008728
определяется как самое нижнее положение указанного тела 5, такое, что x_sepiJ не ниже, чем xshockiJ. Когда это условие удовлетворяется, точка падения ударной волны 8 на стенку сопла фиксирует отрыв реактивной струи. Это означает, что оптимальное положение тела 5 для данного значения давления ps торможения представляет собой самое нижнее положение, такое, что отрыв реактивной струи вызывается ударной волной 8, вызываемой указанным телом 5, а не воздействием давления ра окружающей среды. Другими словами, оптимальное положение тела 5 для данного значения давления ps торможения представляет собой такое положение, при котором указанная ударная волна 8 падает на стенку указанной расширяющейся части в аксиальном положении 9, соответствующем нижнему пределу области расширяющейся части, где спонтанный отрыв реактивной струи не осуществляется под действием давления окружающей среды. Ясно, что, поскольку рассматривается конечное число (М) значений положения тела 5, оптимальное положение определяется только приблизительно.
Таким образом, уравнение xopt(ps) определяется для N значений давления ps; это уравнение дает заданное значение положения тела 5: х(ps)=xopt(ps). Однако, поскольку это определение проделывается ценой относительно сложных компьютерных вычислений, величина N необязательно является ограниченной: достаточно рассмотреть, что при N=M=10, NxM=100 операций численного моделирования или исследований должно осуществляться на этапе Е4, по меньшей мере, в принципе. Следовательно, является преимущественным осуществление последующего этапа Е7 интерполяции для получения заданного значения x(ps), например, в аналитической форме.
Когда доступны достаточно мощные средства компьютерных вычислений, этапы Е4 и Е5 способа с фиг. 2 могут осуществляться вместе посредством численного решения уравнений Навье-Стокса, изначально учитывающих влияние атмосферного давления и обеспечивающих предсказание положения зоны отрыва потока, а также их типа (посредством свободной или ограниченной ударной волны), без необходимости в использовании эмпирических критериев.
Следовательно, способ в соответствии с одним из вариантов реализации настоящего изобретения для осуществления стабильного отрыва реактивной струи в сопле ракетного двигателя включает в себя следующие этапы:
перед запуском двигателя, вставки тела округлой формы 5 в расширяющуюся часть 3 сопла по его оси до первого аксиального положения; причем это первое аксиальное положение вычисляется так, чтобы оно соответствовало оптимальному положению указанного тела (в смысле, определенном выше), когда давление ps торможения достигает достаточно высокого значения, чтобы осуществился отрыв реактивной струи, от которого ожидаются механические воздействия на сопло (как объясняется выше, механические нагрузки, генерируемые в горловине сопла в самом начале запуска, не изменяют размеры структуры пока зона отрыва остается вблизи горловины);
при запуске перемещения указанного тела округлой формы 5 вдоль оси сопла по направлению, в целом идущему от горловины 2 к выходной части 4, для постоянного поддержания указанного тела приблизительно в оптимальном положении.
Если сопло двигателя имеет такие размеры, что, когда достигается стабильное давление ps торможения, газы подвергаются полному повторному сжатию вне расширяющейся части, проблема отрыва реактивной струи возникает только при запуске. В конце этой фазы тело 5 достигнет положения, расположенного настолько далеко внизу, что оно не будет больше оказывать никакого влияния на поток в сопле и может, следовательно, полностью извлекаться. Если, наоборот, рабочие условия являются такими, что отрыв реактивной струи может осуществляться даже до конца запуска, может быть необходимым объединение настоящего изобретения с одним из устройств, известных из уровня техники, для исключения нестабильных боковых нагрузок также и при первой части набора высоты ракетой.
Вариант осуществления изобретения, описанный выше, обеспечивает возможность устройству в соответствии с настоящим изобретением автономной работы без необходимости в получении данных о давлении из камеры сгорания. На самом деле, даже если датчик давления 12, как правило, устанавливается в наиболее современных запускаемых устройствах, передача данных к устройству 15 управления, посредством соединения запускаемое устройство-земля или посредством телеметрии, может вызвать проблемы с надежностью. Если эти проблемы рассматриваются как особенно важные, непосредственное измерение давления ps в камере сгорания может заменяться измерением давления psb в точке торможения тела 5, т.е. на вершине тела. Давление р <,ь связано с давлением ps в камере сгорания с помощью простого уравнения пропорциональности
.-.Л г _
7 + 1 у + 1
2__1_ у-\
у + \*М2 у + \
у-"
[4]
где М представляет собой число Маха выше отошедшей ударной волны 8, вычисленное с помощью численных методов механики текучих сред.
Этот вариант осуществления настоящего изобретения требует небольшого увеличения сложности и стоимости тела округлой формы 5, которое должно снабжаться на его вершине датчиком давления (позиция 12' на фиг. 1) для измерения psb.
- 10 -
008728
Рассмотренные варианты осуществления настоящего изобретения являются пригодными для устранения нестабильных боковых нагрузок при всей фазе запуска двигателя. На самом деле, эти нагрузки являются особенно вредными, когда они прикладываются к области расширяющейся части вблизи отверстия, т.е. при окончании запуска: в определенных применениях достаточно устранить их только при этой конечной фазе, обеспечивая использование упрощенного варианта осуществления настоящего изобретения, не требующего использования исполнительного механизма, к которому поступают команды от устройства управления, для извлечения тела округлой формы. Если способ согласно настоящему изобретению должен использоваться только при конечной фазе запуска, тело округлой формы 5 изначально помещается в таком аксиальном положении, что положение падения ударной волны 8 на расширяющуюся секцию будет находиться относительно близко от выходной части 4 сопла, и оно будет перемещаться в относительно ограниченном диапазоне аксиальных положений, соответствующих ограниченному диапазону значений давления ps торможения в камере сгорания. При этих условиях заданное значение x(ps) может быть линеаризовано. Аксиальная нагрузка, прикладываемая потоком истекающих газов к телу округлой формы и стремящаяся вытолкнуть его из расширяющейся части сопла, пропорциональна и, как показано выше с помощью уравнения [4], psb пропорционально ps и зависит от М, которое, в свою очередь, зависит от положения х тела 5 и от формы сопла. В ограниченном диапазоне изменения положения тела 5 является возможной аппроксимация последнего точного соотношения посредством линейного соотношения между и х. Отсюда следует, что соотношение между заданным значением положения тела 5 и аэродинамической нагрузкой, прикладываемой к этому телу, может аппроксимироваться линейным соотношением. Это приблизительно линейное соотношение заданного значения положения тела 5 и давления psb затем может быть получено посредством простого приложения упругой силы, противодействующей выталкиванию указанного тела 5. Это показано на фиг. 5, где устройство 15 управления и исполнительный механизм 6 заменены пружиной 19. Легко понять, что эта простая система является пригодной для получения перемещения тела округлой формы 5, которое пропорционально аксиальной нагрузке, приложенной к нему. Выбор пружины с соответствующей жесткостью и предварительным натяжением удовлетворяет линеаризованному закону заданных значений. Пружина 19 может быть любого типа, соответствующего конкретному рассматриваемому применению: спиральному, пневматическому и т. п.
Вариант осуществления, описанный выше, является не только гораздо более простым, чем те, которые описываются со ссылками на фиг. 1 и 3, но является также более надежным, поскольку он является полностью пассивным.
Другой вариант осуществления настоящего изобретения реализует еще большее упрощение: в определенных применениях диапазон перемещения, требуемый для удовлетворительного устранения нестабильных боковых нагрузок, является достаточно узким для того, чтобы рассматривать его как точку: в этом случае достаточно расположить тело округлой формы 5 в заданном положении с использованием соответствующих средств, таких как исполнительный механизм, без необходимости в перемещении его при зажигании ракетного двигателя. Фиксированное положение тела 5 определяется с использованием способа, описанного со ссылкой на фиг. 2.
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Способ уменьшения нестабильных боковых нагрузок, действующих на сопло ракетного двигателя при его запуске, причем указанное сопло содержит камеру (1) сгорания, где генерируются истекающие газы, расширяющуюся часть (3), в которой образуются сверхзвуковой поток указанных истекающих газов, и горловину (2), соединяющую указанную камеру сгорания с указанной расширяющейся частью, при котором позиционируют тело округлой формы (5) внутри расширяющейся части (3) по ее оси, соответственно, в такое аксиальное положение тела округлой формы, что по меньшей мере при части запуска, ударная волна (8), вызываемая возмущением потока истекающих газов, от указанного тела округлой формы (5) падает на стенку указанной расширяющейся части (3) в таком аксиальном положении падения, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.
2. Способ по п.1, при котором перед запуском двигателя вставляют указанное тело округлой формы (5) внутрь расширяющейся части (3) по ее оси до первого аксиального положения и при запуске перемещают указанное тело округлой формы (5) вдоль оси сопла в соответствии со значением давления (р^ торможения истекающих газов в камере (1) сгорания так, что пока значение указанного давления (ps) торможения истекающих газов изменяется при запуске, указанная ударная волна (8) продолжает падать на стенку расширяющейся части в аксиальном положении, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.
3. Способ по п.2, при котором перемещают указанное тело округлой формы (5) вдоль оси сопла, в соответствии со значением давления (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания так, что указанная ударная волна (8) падает на стенку указанной расширяющейся части в аксиальном положении (9), соответствующем положению ниже пределов области указанной расширяющейся части, где не осуществляется спонтанный отрыв реактивной струи или спонтанный отрыв в форме тороидальной зоны
- 11 -
008728
рециркуляции под действием давления окружающей среды.
4. Способ по любому из предыдущих пунктов, при котором перемещение указанного тела округлой формы (5) в соответствии с давлением (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания соответствует заданному значению, которое определяется путем
выбора ряда дискретных значений давления (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания, находящихся в пределах между атмосферным давлением и максимальным давлением при запуске
(Е2);
выбора ряда дискретных значений положения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части, находящихся в пределах между положением горловины (2) и положением выходной части (4) указанной расширяющейся части (Е3);
для каждой пары указанных дискретных значений, определения посредством вычислений или исследований значений статического давления и числа Маха вдоль стенки расширяющейся части (Е4) и определения точки соударения ударной волны со стенкой сопла;
для каждой пары указанных дискретных значений, определения аксиального положения точки отрыва реактивной струи или точки отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции с использованием указанных значений статического давления и числа Маха для потока истекающих газов вдоль стенки расширяющейся части (Е5);
для каждого из указанных дискретных значений давления (ps) истекающих газов в камере (1) сгорания определения самого нижнего положения указанного тела округлой формы (5), так что отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции вызывается указанной ударной волной (8), вызываемой присутствием указанного тела округлой формы (5) (Е6);
при этом указанное самое нижнее значение используют как значение заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующее указанному значению давления (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.
5. Способ по п.4, при котором дополнительно интерполируют указанное значение заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующее указанному значению давления (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания, для определения положения заданного значения в аналитической форме (Е7).
6. Способ по п.4 или 5, при котором указанное аксиальное положение точки (9) спонтанного отрыва реактивной струи или спонтанного отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды определяют с использованием соответствующих эмпирических или полуэмпирических критериев.
7. Способ по любому из предыдущих пунктов, при котором указанное тело округлой формы (5) перемещают от указанного аксиального положения в направлении выходной части (4) расширяющейся части при запуске двигателя, когда давление (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания увеличивается.
8. Способ по любому из предыдущих пунктов, при котором указанное тело округлой формы (5) имеет аксиальную симметрию и округлую переднюю поверхность, ориентированную в направлении горловины (2) сопла.
9. Способ по п.8, при котором указанное тело округлой формы (5) имеет поперечное сечение от 0,5 до 2,0, предпочтительно от 0,8 до 1,5 поперечного сечения горловины (2) сопла.
10. Способ по любому из пп.2-9, при котором указанное значение давления торможения (ps) истекающих газов в камере (1) сгорания определяют опосредованно по измерениям давления (ps) торможения указанных истекающих газов, соответствующего вершине указанного тела округлой формы.
11. Устройство для уменьшения нестабильных боковых нагрузок, действующих на сопло ракетного двигателя при запуске указанного двигателя, причем указанное сопло содержит камеру сгорания (1), где генерируются истекающие газы, расширяющуюся часть (3), в которой образуется сверхзвуковой поток указанных истекающих газов, и горловину (2), соединяющую указанную камеру сгорания с указанной расширяющейся частью, которое содержит
тело округлой формы (5), позиционируемое внутри расширяющейся части (3) по ее оси; и средство для позиционирования указанного тела округлой формы (5) внутри расширяющейся части (3), соответственно, в такое аксиальное положение тела округлой формы, что по меньшей мере при части запуска ударная волна (8), вызываемая возмущением потока истекающих газов, от указанного тела округлой формы (5) падает на стенку указанной расширяющейся части (3) в таком аксиальном положении падения, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.
12. Устройство по п.11, дополнительно содержащее средство (6, 19) для перемещения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) в соответствии со значением давления (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания так, что пока значение указанного давления (ps) торможения истекающих газов изменяется при запуске, указанная ударная волна (8) продолжает падать на стенку расширяющейся части в аксиальном положении, где она производит отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции.
- 12 -
008728
13. Устройство по п.12, в котором указанное средство (6, 19) для перемещения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) содержит исполнительный механизм (6) для перемещения указанного тела округлой формы вдоль оси расширяющейся части (3).
14. Устройство по п.13, дополнительно содержащее устройство (15) управления для приема от первого датчика (12, 12') значения данных о давлении (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания и для подачи команд указанному исполнительному механизму для перемещения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) в соответствии с указанным значением данных о давлении (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.
15. Устройство по п.14, в котором указанное устройство (15) управления представляет собой контроллер для подачи команд на перемещение указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) сопла в соответствии с заданным значением положения, определяемым путем
выбора ряда дискретных значений давления (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания, находящихся в пределах между атмосферным давлением и максимальным давлением при запуске
(Е2);
выбора ряда дискретных значений положения указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3), находящихся в пределах между положением горловины (2) и положением выходной части (4) указанной расширяющейся части (Е3);
для каждой пары указанных дискретных значений определения, посредством вычислений или исследований, значения статического давления и числа Маха вдоль стен расширяющейся части (Е4) и определения точки соударения ударной волны на стенки сопла;
для каждой пары указанных дискретных значений определения аксиального положения точки отрыва реактивной струи с использованием указанного значения статического давления и числа Маха вдоль стенки расширяющейся части (Е5);
для каждого из указанных дискретных значений давления (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания определения самого нижнего положения указанного тела округлой формы (5), так что отрыв реактивной струи или отрыв в форме тороидальной зоны рециркуляции вызывается указанной ударной волной (8), вызываемой присутствием указанного тела округлой формы (5) (Е6); при этом указанное самое нижнее значение используется как значение заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующего указанному значению давления (ps) торможения истекающих газов в камере сгорания.
16. Устройство по п.15, в котором указанное положение заданного значения имеет аналитическую форму, определяемую с использованием дополнительной работы (Е7) по интерполяции указанного значения заданного значения положения указанного тела округлой формы (5), соответствующего указанному значению давления (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.
17. Устройство по п.15 или 16, в котором указанное аксиальное положение точки (9) спонтанного отрыва реактивной струи или точки спонтанного отрыва в форме тороидальной зоны рециркуляции под действием давления окружающей среды определяется с использованием соответствующего эмпирического или полуэмпирического критерия.
18. Устройство по любому из пп.14-17, в котором указанное устройство (15) управления представляет собой контроллер для подачи команд на перемещение указанного тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) сопла от указанного аксиального положения в направлении выходной части (4) расширяющейся части (3) при запуске двигателя, когда увеличивается давление (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания.
19. Устройство по любому из пп.11-18, в котором тело округлой формы (5) имеет вогнутую поверхность, имеющую вершину, предназначенную для ориентации в направлении горловины (2) сопла, и датчик (12') давления, расположенный в соответствии с указанной вершиной.
20. Устройство по п.12, в котором указанное средство для перемещения тела округлой формы (5) вдоль оси расширяющейся части (3) в соответствии со значением давления (ps) торможения истекающих газов в камере (1) сгорания содержит средство (19) для приложения упругой силы против выталкивания указанного тела округлой формы (5) из указанной расширяющейся части (3) под действием указанных истекающих газов.
21. Устройство по любому из пп.11-20, в котором указанное тело округлой формы (5) имеет аксиальную симметрию и округлую поверхность, предназначенную для ориентации в направлении горловины (2) сопла.
22. Устройство по любому из пп.11-21, в котором указанное тело округлой формы (5) имеет поперечное сечение, составляющее от 0,5 до 2,0 предпочтительно от 0,8 до 1,5 поперечного сечения горловины (2) сопла.
23. Устройство по любому из пп.11-22, содержащее механическую предохранительную перемычку для выталкивания тела округлой формы (5) из расширяющейся части (3), когда аксиальная нагрузка, прикладываемая к указанному телу (5), превышает заданное пороговое значение.
- 13 -
008728
Фиг. 1
Етеля --Ts(ps,;Y(ps)
Выбор ps1....psN X
Выбор х1....хм
V(Ps'.xJ)
Численное -> р(х), М(х), хЦос
моделирование
Е5^
EQ.P]
р(х), М(х) 1
Фактор }-*- P-sep"
безопастности )
х opt (Ps') = max [х Ц: х^ос > x_sep'
> = не больше чем
Интерполяция
Заданное значение x(Ps)
Фиг. 2
- 14 -
008728
Фиг. 3 12
Фиг. 5
Евразийская патентная организация, ЕАПВ Россия, 109012, Москва, Малый Черкасский пер., 2/6
- 15 -