Форум Новости Космонавтики

ЦитироватьРаздвижной сопловой насадок

В процессе проектирования РБ «Таймыр», как уже отмечено выше, из-за жестких ограничений по осевому габариту в качестве его маршевого двигателя был принят двигатель 11Д58МФ — модификация базового двигателя 11Д58М, в которой предусматривалось существенное изменение компоновки. В связи с этим кардинально изменились конструкция силовой рамы, ряд корпусных деталей и вся обвязка его качающейся части.
Кроме того, из-за ограничений по осевому габариту пришлось значительно сместить бустерный ТНА окислителя от его осевого расположения, принятого на всех модификациях РБ ДМ. Это, в свою очередь, привело к отказу от отработанной конструкции заборных устройств в баке окислителя РБ  «Таймыр» и изменению технологии изготовления нижнего днища этого бака но сравнению с блоком ДМ.
Естественно, что эти изменения в двигательной установке РБ «Таймыр» требовали больших дополнительных затрат времени и средств на подготовку производства и отработку. Все трудности были устранены в результате глубокой модернизации соплового насадка радиационного охлаждения (СНРО) базового двигателя 11Д58М: кроме изготовления насадка из легкого композиционного материала углерод-углерод (УУКМ), принятого в эскизном проекте на РБ «Таймыр», предлагалась его раздвижная конструкция. В основу такого конструктивного решения был положен отечественный опыт использования раздвижных сопловых насадков в твердотопливных ракетных двигателях.
Наибольший опыт создания раздвижных насадков в России имеет НПО «Искра» (генеральный конструктор М.И. Соколовский) в г. Перми. Коллективом этого предприятия разработаны многие РДТТ, в том числе в сотрудничестве с РКК «Энергия» им. С.П. Королева — твердотопливная ракета 8К98.
Делегация Корпорации во главе с заместителем генерального конструктора Б.А. Соколовым (В.Г. Хаспеков, Н.Н. Тупицын, Б.П. Сотсков, А.В. Козлов, А.В. Межевов) 1 сентября 1999 г. посетила НПО «Искра». Члены делегации ознакомились с изделиями и договорились с руководством (главный конструктор Г.А. Зыков, заместитель главного конструктора Е.И. Иоффе) о разработке раздвижного насадка, выполненного из материала типа углерод-углерод для двигателя 11Д58М.
Использование раздвижного соплового насадка радиационного охлаждения (РСНРО) на двигателе 11Д58М блока «Таймыр» позволит:
-увеличить геометрическую степень расширения сопла и за счет прироста удельного импульса увеличить массу выводимого полезного груза на 20...30 кг (с учетом потерь на введение выдвижных устройств);
-практически исключить конструктивные отличия двигателя для РБ «Таймыр» от базового двигателя 11Д58М, выполнив требование минимального осевого габарита блока;
-сохранить преемственность конструкции и характеристики заборных устройств бака «О», а также технологии производства его нижнего днища, исключив таким образом необходимость освоения производства элементов РБ и их отработки;
-обеспечить максимальную унификацию двигательных установок разгонных блоков «Таймыр» и ДМ;
-в перспективе перейти к использованию РСНРО и на базовом двигателе 11Д58М для всех модификаций РБ ДМ (включая блок ДМ-SL для РКК «Морской старт»), существенно увеличив их энергетическую эффективность.
В середине 2000 г. завершена разработка конструкторской документации на РСНРО, в том числе разработка механизма выдвижения. В конструкции сохранен фланец крепления насадка к охлаждаемому соплу двигателя, что позволяет без доработки использовать РСНРО на двигателе 11Д58М.
Во II квартале 2000 г. в РКК «Энергия» проведен комплекс огневых испытаний двигателя 11Д58М, оснащенного фрагментами из материала углерод-углерод, изготовленными по различной технологии. По результатам выбран тип углерод-углеродного композиционного материала для штатного РСНРО.
После огневого испытания отмечено хорошее состояние насадка и принято решение о продолжении его испытаний в составе двигателя в 2001 г. В конце 2000 г. изготовлен укороченный сопловой насадок из УУКМ со штатным узлом крепления к охлаждаемому соплу двигателя 11Д58М. В этот же период был сделан первый шаг в направлении применения РСНРО: принято решение о внедрении на двигателе 11Д58М в составе разгонного блока ДМ-SL, начиная с № 16Л, удлиненного соплового насадка радиационного охлаждения. Он состоит из двух частей, аналогичных неподвижной и выдвигаемой частям РСНРО, но соединяемых между собой не в полете, а при сборке РБ без выдвижного механизма. Такое решение стало возможным благодаря модернизации, проводимой на второй ступени РН «Зенит-3SL». В результате был увеличен осевой габарит двигателя 11Д58М для разгонного блока ДМ-SL.

ЦитироватьТак, на двигателе НК-33-1 предлагается увеличить геометрическую степень расширения сопла с Fа = 27.6 до Fа = 79.5 с помощью выдвижного соплового насадка. В этом случае на участке полета РН до 10 км будет работать «земное» сопло, а с высоты примерно Н = 10 км – «земное» сопло с выдвижным сопловым насадком, обеспечивающим вышеуказанное расширение. При этом удельный импульс тяги ЖРД с выдвижным сопловым насадком в пустоте возрастает на ~14 кгс/кг, а тяга соответственно на ~8 тс.

ЦитироватьРаздвижные сопла и сопловые насадки для РДТТ и ЖРД
 
НПО "Искра" имеет 30-летний опыт создания раздвижных сопел для ракетных двигателей различного назначения и является мировым лидером в этом направлении двигателестроения.

В конструкции раздвижных насадков заложены оригинальные технические решения, обеспечивающие выдвижение и фиксацию насадков в рабочем положении, как до запуска двигателя, так и в процессе его работы.

В качестве материала сопловых насадков используется углерод-углеродные композитные материалы.

Применение раздвижных сопел для твердотопливных ракетных двигателей и сопловых насадков для жидкостных ракетных двигателей является эффективным способом повышения энергетических характеристик двигателей и носителей.

Работоспособность насадков в составе жидкостных ракетных двигателей подтверждена серией огневых испытаний длительностью до 1500 секунд, успешной эксплуатацией в составе двигателя 11Д58М разгонного блока ракетоносителя "Зенит 3 SL", запускаемого в рамках программы "Морской старт".

Предприятие располагает развитой производственной инфраструктурой, обеспечивающей весь цикл создания раздвижных сопел и насадков, включая проектирование, испытания, серийное изготовление.

Универсальность применяемых устройств, использование отработанных решений позволяют адаптировать конструкцию раздвижного насадка для любых типов двигателей и обеспечить поставку товарных насадков.

ЦитироватьНазвание инновационного проекта:  Сопло ракетного двигателя
Область применения:  Ракетно-космическая техника
Аннотация:  Сопло жидкостного ракетного двигателя содержит охлаждаемую часть со шпангоутом на срезе, сопловой насадок из композиционного материала и узел стыка между ними. Узел стыка выполнен в виде замкового соединения, образованного поверхностью шпангоута, частью соплового насадка, охватывающего шпангоут, силовым кольцом между ними и элементами крепления силового кольца к шпангоуту и к выступающей части насадка, соответственно. Высокая надежность стыка обеспечена за счет выноса его из зоны высокотемпературного радиационного излучения. Конструкция позволяет стыковать насадки к соплам уже созданных жидкостных ракетных двигателей, что дает возможность увеличить массу полезной нагрузки (коммерческого груза), выводимой РН, и получить существенный экономический эффект. Объём необходимых инвестиций - внебюджетные средства, 100%.  
Объект интеллектуальной собственности:  изобретение
Стадия освоения разработки:  Промышленное освоение.
Охранные документы:  Патент РФ на изобретение № 2266424 от 20.12.2005 по заявке № 2003116964 (приоритет 06.06.2003).
Формы сотрудничества:  Предоставление лицензии.
Название предприятия:  "Искра", НПО, ОАО

ЦитироватьРакетно-космические технологии

Созданное в 1955 г. НПО «Искра», тогда – СКБ-172 (Специальное конструкторское бюро) артиллерийского вооружения Пермского машиностроительного завода им. В.И. Ленина, предназначалось для решения оборонных задач, и в начале производственной деятельности стало тесно сотрудничать с ОКБ-1 (главный конструктор С.П. Королев). В те годы предприятие занималось разработкой ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) первой отечественной межконтинентальной твердотопливной ракеты.

Одновременно проводились опытные работы по созданию крупногабаритных многосекционных ускорителей для ракет-носителей.

Первый опыт работы по космической тематике предприятие получило в конце 60-х годов, изготавливая двигатели систем аварийного спасения и мягкой посадки для пилотируемого комплекса «Алмаз».

Участие НПО «Искра» в космических программах продолжилось в 1978-1988 гг. разработкой РДТТ систем отделения, торможения и мягкой посадки космического корабля ракетно-космического комплекса «Энергия-Буран».

В процессе создания ряда поколений РДТТ для ракетных и ракетно-космических комплексов в НПО проводились работы по совершенствованию конструктивных схем и улучшению характеристик двигателей.

Возрастающие требования к характеристикам РДТТ при жестких габаритных ограничениях предопределили проведение «Искрой» с начала 70-х гг. работ по повышению энергетических характеристик твердотопливных двигателей за счет увеличения степени расширения сопел. Результатом работ стало создание и успешное внедрение в конструкцию целого ряда РДТТ высотных ступеней ракет раздвижных сопел с одним или двумя выдвигаемыми насадками. Причем сделано это было на 5 лет раньше, чем за рубежом (в США).

В настоящее время предприятие успешно реализует накопленный при создании РДТТ научно-технический потенциал, участвуя в работах над совершенствованием жидкостных ракетных двигателей, путем оснащения их раздвижными сопловыми насадками из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ).

Опыт применения конструкций из УУКМ для сопел РДТТ позволил «Искре» предложить эффективный способ повышения характеристик двигателей для ракет-носителей «Зенит», «Протон» и других.

ЦитироватьВысотный сорокатонник НК-31

   Этот снабженный карданным подвесом двигатель разработан в начале 1970-х годов для четвертой ступени РКК Н-1–Л-3. Как следует из сопровождающей таблички, НК-31 имеет ресурс 1200 сек. Представленный экземпляр (№ М11501) проработал на стенде 1500 сек. Суммарная наработка ЖРД и его прототипа – 60350 сек. Двигатель обладает весьма современными параметрами и свойством «горячего» (без захолаживания) запуска.
   Неожиданностью стало высказанное на «Двигателях-2000» предложение об использовании НК-31 в качестве маршевого двигателя третьей ступени перспективного РКК «Ямал». До последнего времени в качестве безальтернативного варианта всех «союзовских» блоков «И» рассматривался четырехкамерный ЖРД разработки КБ химической автоматики (КБХА, г.Воронеж). Однако некоторые трудности, связанные с отработкой сравнительно миниатюрной камеры сгорания воронежского РД-0124, вынуждают рассмотреть возможность перехода на однокамерный вариант.
   Сейчас, на стадии окончания эскизного проектирования «Ямала», предложения по однокамерному ЖРД выглядят несвоевременными: «ЦСКБ-Прогресс» уже сориентировано на «четырехкамерник». «Однокамерность» подразумевает иную компоновку ступени, с возможным введением торового бака и установкой в его нише маршевого ЖРД. «Плывет» весь проект РКК, что требует серьезной переделки стартового комплекса.
   Однако в свете сложившегося положения, чтобы не топтаться на месте, КБХА предложило четыре варианта компоновки блока «И» с однокамерным двигателем. Наибольшего внимания заслуживает модификация с ВСН. В «сложенном» положении ЖРД выше четырехкамерного собрата лишь на 250–300 мм, что позволяет не делать торовый бак, а ограничиться удлинением блока «И» на соответствующую величину. Это не ведет к коренной ломке наземной инфрастуруктуры – можно лишь слегка изменить заправочные шланги да немного (и то, если потребуется) нарастить площадки обслуживания на стартовом сооружении. Добавим: в России выдвижной насадок пока применялся лишь на твердотопливных ступенях МБР.
   Интересен способ развертывания ВСН. Нынешний вариант «горячего» разделения ступеней «Ямала» позволяет ввести насадок только после включения ЖРД, что сложно и небезопасно с точки зрения динамики. Теперь предлагается несколько перекомпоновать двигательный отсек, жестко установив маршевый ЖРД и введя автономный рулевой двигатель с отдельным ТНА. Тяга «рулевика» невелика (4х300 кгс), но этого вполне достаточно для отработки программы тангажа – сильных возмущений на участке работы блока «И» практически нет...
   Сначала включается рулевой ЖРД, обеспечивающий отход от второй ступени и устойчивый и управляемый полет. Затем, через 6–7 сек, разворачивается ВСН, проверяется герметичность и запускается маршевый двигатель. После выхода его на режим сбрасывается хвостовой отсек. Получается «полугорячая» схема разделения, используемая сейчас на «Зените» и «Протоне».
   Все это позволяет перейти на однокамерный маршевый ЖРД оптимальной размерности, уйти от применения на нем кардана (облегчение конструкции) и решить задачу дросселирования (55–60% по ТЗ). «Рулевики» дают «дроссель» на 96% и глубже.
   Сейчас необходимо убедить ракетчиков, которые считают слишком сложным иметь на ступени два автономных ЖРД. Однако в принципе неважно, сколько используется двигателей и ка-ких – важно выполнить задачу. И камеры для «рулевиков», и подходящий ТНА можно подобрать из имеющейся номенклатуры.
КБХА уже демонстрировало на международных салонах однокамерный вариант РД-0124М с ТНА от четырехкамерного двигателя и камерой, взятой от ЖРД баллистической ракеты с подводным стартом. Однако он пока существует лишь в «полумакетном» исполнении.
   Возможна альтернатива: применение на воронежском двигателе самарской камеры от НК-31. ТНА и газоподающий тракт с РД-0124 остается практически без изменений. Специалисты КБХА рассматривают этот вариант, хотя и он небезупречен: по удельному импульсу и удельной массе НК-31 уступает РД-0124.
   Это интересное решение имеет исторические корни. Так начинались все ЖРД третьих ступеней «семерки» – с камеры сгорания конструкции М.В.Мельникова (ОКБ-1) и ТНА конструкции С.А.Косберга (ОКБ-156). Четырехкамерный двигатель «Союза» возник путем сборки в блок четырех единичных (уже собственно воронежских) камер с общим ТНА.
   В принципе, предлагаемая схема позволяет в ряде случаев объединить третью ступень и разгонный блок. Все зависит от задач полета. Если требуется, например, вывести КА на солнечно-синхронную орбиту высотой порядка 1000 км, то основной участок можно пройти на маршевом двигателе, а высоту поднять на «рулевиках». Так работает «Зенит-2». При выходе на более высокую орбиту отрабатывается одно включение маршевого ЖРД, потом полет на «рулевиках», а затем – повторный запуск. Так работает «Циклон-3». На определенных орбитах такой режим дает выигрыш.
   Для достижения высоких орбит надо повторно включать маршевый ЖРД через 45 мин (в антиподной точке). Так долго тянуть на «рулевиках» нельзя – их обязательно надо выключать. Значит, для повторного включения нужны системы управления (СУ) и обеспечения запуска (СОЗ) – это уже прямая дорога к разгонному блоку. А ЖРД третьей ступени для него переразмерен...

ЦитироватьБыла ещё статья в НК №10 за 2005 "Сопловые насадки из Перми".
Но в архиве НК её нет, есть только на диске.  :(

ЦитироватьРАЗДВИЖНОЕ СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Патент Российской Федерации

Суть изобретения: Раздвижное сопло ракетного двигателя содержит стационарную часть, сдвигаемые насадки, механизм центрирования насадков и цилиндрические оболочки внутри каждого насадка с механизмами их сброса, внутри каждого насадка со стороны меньшего торца установлено подвижное и упруго поджатое в осевом направлении П-образное кольцо, которое непосредственно взаимодействует с одной стороны с цилиндрическим участком сдвигаемого насадка, а с другой стороны - с внутренней стороной цилиндрической оболочки, а в месте контакта П-образного кольца с цилиндрической оболочкой на наружной поверхности последней выполнен профильный кольцевой выступ, входящий в соответствующий кольцевой паз сдвигаемого насадка, причем цилиндрическая оболочка со стороны меньшего торца насадка имеет меридиональные разрезы. Изобретение позволяет обеспечить высокую точность соединения сдвигаемых насадков и цилиндрических оболочек. Точность срабатывания при фиксации насадков практически не зависит от овальности и эллипсности посадочных мест сопряжения, а более короткая силовая связь между цилиндрической оболочкой и сдвигаемым насадком обеспечивает минимальную массу сопла при максимальной жесткости соединения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.  
Номер патента: 2180405  
Класс(ы) патента: F02K1/09, F02K9/97  
Номер заявки: 2000113613/06  
Дата подачи заявки: 26.05.2000  
Дата публикации: 10.03.2002  
Заявитель(и): Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"  
Автор(ы): Смольников В.В.; Соколовский М.И.; Зыков Г.А.; Болотов А.А.; Власов С.Ф.  
Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"  
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке раздвижных сопел ракетных двигателей.
Известны раздвижные сопла, имеющие выдвижной конический насадок, который перед началом или во время работы двигателя устанавливается в рабочее положение (см. патент США 4383407 от 17.05.83 г. Thikol Corporation, автор Frank S. Ihman, МКИ F 02 К 1/09). Такое сопло имеет направляющие в виде нескольких винтов, которые приводятся во вращение одним приводом. Скорость раздвижки такого сопла весьма ограничена.
Известно раздвижное сопло, в котором насадки центрируются при помощи двухзвенных рычагов (пантографов). В этом сопле внутри сдвигаемых насадков установлены сбрасываемые цилиндрические оболочки, которые в случае холодной раздвижки лучше центрируют сдвигаемые насадки, а в случае горячей раздвижки обеспечивают появление дополнительной газодинамической силы трения, которая способствует более быстрой раздвижке насадков (международная заявка WO 98/28533, взята за прототип).
Организованный сброс цилиндрических оболочек обеспечивается при помощи различных механизмов, например при помощи тросовой системы, которая удерживает цилиндр вместе с насадком в сложенном положении. Расфиксация этой системы происходит в районе меньшего диаметра насадков при помощи радиально установленных пальцев, взаимодействующих с неподвижной частью сопла в момент стыковки. Основным недостатком этой конструкции сопла является длинная силовая кинематическая связь между сбрасываемым цилиндром и точкой крепления тросов на радиальных пальцах, установленных в районе меньшего диаметра насадка.
Необходимо отметить, что длинные тросы обычно вытягиваются, и при транспортировке вся система будет хлябать, то есть между насадками и цилиндрическими оболочками появятся люфты. Кроме того, учитывая реальную эллипсность и овальность посадочных мест насадков, доходящих до 3-5 мм, трудно ожидать, что все радиальные пальцы сработают одновременно и одновременно освободят все тросы крепления цилиндрических оболочек. Нерасфиксация даже одного троса может привести к аварийной ситуации.
Технический результат достигается тем, что в известном раздвижном сопле, содержащем стационарную часть и сдвигаемые насадки, механизм центрирования насадков и цилиндрические оболочки в каждом насадке с механизмом сброса цилиндрических оболочек, внутри каждого насадка со стороны меньшего торца установлено подвижное и упруго поджатое в осевом направлении П-образное кольцо, которое непосредственно взаимодействует с одной стороны с цилиндрическим участком сдвигаемого насадка, а с другой стороны - с внутренней стороной цилиндрической оболочки, а в месте контакта П-образного кольца с цилиндрической оболочкой на наружной поверхности последней выполнен профильный кольцевой выступ, входящий в соответствующий кольцевой паз сдвигаемого насадка, причем цилиндрическая оболочка со стороны меньшего диаметра насадка имеет меридиональные разрезы.
На фиг.1 изображен внешний вид раздвижного сопла в сложенном положении. На фиг.2 показана выноска 1 в более крупном масштабе. На фиг.3 показаны стыковки сдвигаемого насадка со стационарной частью сопла. На фиг.4 показана конструкция по п.2 формулы изобретения.
Раздвижное сопло (см. фиг.1) имеет стационарную часть раструба 1 и сдвигаемый конический насадок 2, внутри которого установлена цилиндрическая оболочка 3. В качестве механизма бесперекосного движения насадков используются двухзвенные рычажные механизмы (пантографы) 4. Внутри насадка 2 со стороны меньшего торца установлено П-образное кольцо 5, которое непосредственно взаимодействует с одной стороны с цилиндрическим участком арматуры сдвигаемого насадка (см. фиг.2), а с другой стороны - с внутренней стороной цилиндрической оболочки 3. В месте контакта П-образного кольца с цилиндрической оболочкой на наружной поверхности последней выполнен кольцевой выступ 6, входящий в соответствующий кольцевой паз сдвигаемого насадка 2, причем цилиндрическая оболочка 3 со стороны меньшего диаметра имеет меридиональные разрезы 7, то есть формируется своеобразная цанга.
Цилиндрическая оболочка 3 (см. фиг.2) устанавливается в сдвигаемый насадок 2 таким образом, что наружные кольцевые выступы 6 оболочки 3 входят в соответствующий кольцевой паз на сдвигаемом насадке 2. Меридиональные разрезы 7 облегчают выполнение этой операции.
От случайного выпадения кольцевых выступов цилиндрической оболочки внутрь предусмотрено П-образное кольцо 5, которое непосредственно одной стороной опирается на цилиндрическую поверхность сдвигаемого насадка, а с другой, с внутренней стороны, поддерживает цилиндрическую оболочку 3. Постоянное осевое поджатие П-образного кольца 5 к цилиндрической оболочке 3 обеспечивается амортизатором 11. Данное соединение цилиндрической оболочки 3 с насадком 2 позволяет выдерживать практически любые транспортные и полетные нагрузки, действующие на раздвижное сопло.
Работает раздвижное сопло следующим образом. После запуска двигателя подрывается лента 8, которая освобождает крючки 9, удерживающие цилиндрическую оболочку 3 в сложенном транспортном положении. Под действием осевой перегрузки сдвигаемый насадок начинает входить в газовую струю стационарной части сопла 1, на цилиндрической оболочке 3 появляется дополнительная газодинамическая сила трения, которая стремительно перемещает насадок в рабочее положение (см. фиг.3). П-образное кольцо 5 наскакивает на упор 10 и останавливается, а насадок 2 продолжает двигаться, при этом происходит ликвидация поддерживающего эффекта цилиндрической оболочки П-образным кольцом. Под действием сил инерции и радиальных сил, возникающих в месте контакта, кольцевая оболочка 2 в местах меридиональных разрезов выскакивает из кольцевого паза сдвигаемого насадка, и таким образом весь цилиндр покидает сопло, которое в данный момент уже должно встать на фиксирующие цанги 12.
В производстве иногда возникают трудности при выполнении кольцевого выступа (бульбочки) на наружной части цилиндрической оболочки 3. Поэтому не меняя физический смысл работы, на фиг.4 показан вариант, в котором кольцевые дискретные выступы выполнены в арматуре сдвигаемого насадка, а на цилиндрической оболочке выполнены соответствующие пазы (п.2 формулы изобретения).
Таким образом, предлагаемая конструкция раздвижного сопла ракетного двигателя обеспечивает четкое безлюфтовое фиксирование цилиндрической оболочки и сдвигаемого насадка. Точность срабатывания при фиксации насадков практически не зависит от овальности и эллипсности посадочных мест сопряжения, а более короткая силовая связь между цилиндрической оболочкой 3 и сдвигаемым насадком 2 обеспечивает минимальную массу сопла при максимальной жесткости соединения.
 
Формула изобретения: 1. Раздвижное сопло ракетного двигателя, содержащее стационарную часть и сдвигаемые насадки, механизм центрирования насадков и цилиндрические оболочки внутри каждого насадка с механизмами их сброса, отличающееся тем, что внутри каждого насадка со стороны меньшего торца установлено подвижное и упругоподжатое в осевом направлении П-образное кольцо, которое непосредственно взаимодействует с одной стороны с цилиндрическим участком сдвигаемого насадка, а с другой стороны - с внутренней стороной цилиндрической оболочки, а в месте контакта П-образного кольца с цилиндрической оболочкой на наружной поверхности последней выполнен профильный кольцевой выступ, входящий в соответствующий кольцевой паз сдвигаемого насадка, причем цилиндрическая оболочка со стороны меньшего диаметра насадка имеет меридиональные разрезы.
2. Раздвижное сопло по п. 1, отличающееся тем, что участки оболочки между меридиональными разрезами имеют пазы, в которые входят соответствующие выступы на сдвигаемом насадке.  

ЦитироватьС начала 1970-х годов специалисты КБмаш приступили к исследованиям, направленным на повышение энергетических характеристик РДТТ за счет увеличения степени расширения сопел при неизменных осевых габаритах двигателя. Их результатом стало создание и успешное внедрение в ряд РДТТ высотных ступеней ракет раздвижных сопел с одним или двумя выдвигаемыми насадками. Испытания соплового блока с телескопическим насадком состоялись в 1971 году. В 1980 году произведен первый запуск тяжелой баллистической ракеты морского базирования на твердом топливе. На двигателях верхних ступеней ракеты впервые в мире были установлены раздвижные сопла.

Применение раздвижных сопел позволило на 10–15% повысить эффективность ракетных комплексов без увеличения осевых габаритов маршевых двигателей ступеней ракет. Максимальный диаметр выдвигаемых насадков составляет примерно 2,5 м с толщиной стенки 2 мм.

В 1982 году для отработки конструкции и характеристик раздвижных сопел коллективом специалистов предприятия совместно с ИЦ имени М.В. Келдыша и ГП МИТ создается уникальная испытательная база, включающая комплекс стендов и стендовых установок для исследования процесса раздвижки и проведения огневых испытаний РДТТ с имитацией высотных условий.

В качестве конструкционного материала насадков раздвижного сопла использовались углерод-углеродные композиционные материалы (УУКМ), имеющие уникальные физико-механические и тепло-физические характеристики при высокой температуре. Во многом благодаря УУКМ наметились реальные перспективы применения сопел с выдвигаемыми насадками в конструкциях жидкостных ракетных двигателей.
***
В 2000–2001 годах проведены научно-исследовательские и проектно-конструкторские работы по созданию насадка радиационного охлаждения (НРО-М) для жидкостного ракетного двигателя 11Д58М разгонного блока DМ-SL разработки РКК «Энергия» имени С.П. Королева в рамках международной программы «Sea Launch».

Подтверждением высокой надежности и эффективности НРО-М явились успешные запуски в 2003–2005 годах ракеты-носителя «Зенит-3SL» с разгонным блоком DМ-SL, который обеспечил вывод на геостационарную орбиту телекоммуникационных спутников связи (при этом применение НРО-М позволило увеличить массу полезного груза почти на 100 кг).
***
В конструкциях сопловых блоков широко используются раздвижные сопловые насадки из УУКМ, которые могут применяться как для РДТТ, так и для ЖРД, заложены оригинальные технические решения, обеспечивающие выдвижение и фиксацию насадков в рабочем положении, как до запуска двигателя, так и в процессе его работы. НПО «Искра» имеет 30-летний опыт создания раздвижных сопел для ракетных двигателей различного назначения и является мировым лидером в этом направлении двигателестроения.

Цитировать5.  Краткое описание и основные технико-экономические показатели.
Традиционно для изготовления КС, сопел и других высокотемпературных элементов проточных трактов ЖРД, используемых  в средствах выведения (СВ), РБ и средствах межорбитальной транспортировки (СМТ), применяются различные металлические сплавы. Существенное повышение работоспособности, энергетических и массовых характеристик, надежности ЖРД, ДУ и РБ может быть достигнуто за счет комплексного внедрения неметаллических композиционных материалов (КМ), прежде всего углерод - углеродных (УУКМ), углерод - керамических (УККМ), углеграфитов, углепластиков (УП) в теплонапряженных неохлаждаемых элементах конструкции, таких как сопла, КС, ТНА, газоводы, теплообменники.
Так, например, для защиты огневой стенки КС ЖРД от прогара в основном используют внутренне завесное охлаждение компонентами ракетного топлива (КРТ). Это приводит к снижению удельного импульса тяги ЖРД, что уменьшает энерго-массовые характеристики ДУ в целом. В современных ДУ в зависимости от назначения, как правило, на завесное охлаждение тратится от 1,5 до ~ 15% от общего расхода горючего, что приводит к существенному снижению удельного импульса тяги  на 1,5- ~ 15%. При этом снижение удельного импульса тяги ДУ РБ, РН на 1 сек приводит к уменьшению массы полезной нагрузки на 30 кг., что в условиях высокой стоимости 1 кг полезной нагрузки (до 300 тыс.руб. на низких орбитах и до 750 тыс.руб. на высоких орбитах) значительно уменьшает рентабельность. Использование КМ в КС ЖРД позволит отказаться или существенно снизить количество расходуемого на завесу КРТ и повысить тем самым удельный импульс тяги ДУ.
Кроме того, использование КМ в соплах и сопловых насадках также позволяет существенно снизить массу ЖРД (до 40% для традиционных ЖРД), что приводит к увеличению массы полезной нагрузки. Использование КМ в трубопроводах и высокотемпературных трактов ДУ позволяет, кроме уменьшения массы, увеличить энергетические характеристики ДУ за счет увеличения рабочих температур КРТ перед подачей в КС.
6.  Сопоставление с аналогами (основные преимущества и предлагаемая  новизна).
Использование КС из КМ для РД0146 при отсутствии завесы позволит увеличить удельный импульс тяги с 463 с (металлическая КС 3% на завесу) до 476 с (прирост 13 с). Использование неохлаждаемых КС для двигателя КВД-1 и КВД-3М позволяет увеличить удельный импульс тяги на 7 с. Это приводит к увеличению массы полезной нагрузки на 390 кг для РД0146 и на 210 кг для КВД-1. Экономических эффект от использовании КС из КМ без завесы для одного запуска составит 117 млн.руб (низкие орбиты), 292,5 млн.руб. (высокие орбиты) для РД0146 и 63,0 млн.руб (низкие орбиты), 157,5 млн.руб (высокие орбиты) для КВД-1.
Введение сопла из УУКМ для двигателя 14Д23 дают выигрыш в полезной нагрузке 50,4 кг. Таким образом, экономических эффект одного запуска ракеты составит: 15,1 млн.руб на низкую орбиту и 37,8 млн. руб на высокую орбиту.
7. Стадия развития (НИОКР; лабораторный или промышленный образец; опытное, мелкосерийное или серийное производство).
Разработка и создание базовых элементов и узлов ДУ РН, РБ и КА на основе КМ находятся на стадии ОКР. Разработана техническая документация на опытные и модельные образцы основных элементов ДУ из КМ (КС, сопло, сопловой насадок, РЭ, трубопроводы). В настоящее время изготавливается технологическая оснастка для изготовления камеры сгорания и соплового насадка для опытного ДУ. Ведется работа по подготовке испытательного стендового оборудования для отработки опытных образцов из КМ, в том числе экспериментального стенда электродугового подогревателя (плазмотрона) Д-20, позволяющего получать высокоэнергетические потоки (Т до 5000 К) с различными компонентами и разными параметрами окислительного потенциала, стенда модельного ЖРД, позволяющего моделировать различные режимы работы с компонентами О2+керосин, О2+метан при разных окислительных потенциалах. Экспериментальные стенды оснащены современным измерительным и регистрирующим оборудованием, в том числе инфракрасной камерой (для определения нестационарных тепловых полей в элементах ДУ), дефектоскопом (для определения толщин многослойных конструкций, дефектов, расслоений с целью прогнозирования возможных внештатных ситуаций).
8. Потребители (существующие или потенциальные).
В результате выполнения проекта должно быть создание работоспособных в обширном диапазоне рабочих режимов опытных образцов базовых элементов из КМ и опытного образца ДУ на основе КМ, основными потребителями которых являются отечественные двигательные КБ и изготовители, как существующих, модернизируемых, так и разрабатываемых, перспективных изделий ракетно-космической и авиационной отрасли, а также зарубежные компании-производители ракетно-космической и авиационной техники.
В частности, в настоящее время проводятся работы по внедрению сопловых насадков из КМ в двигатели 14Д23, РД0124 (производства ОАО «КБХА»), РД191 (производства НПО «Энергомаш») для разрабатываемого РН «Ангара», КВД-1, КВД-3М (производства ФГУП «КБХМ»), а также работы по созданию неохлаждаемых камер сгорания из КМ для двигателей С5.80, 17Д62, 17Д61 (производства ФГУП «КБХМ»). Кроме того, ФГУП «ГНППЦ им. М.В. Хруничева» предполагает использовать трубопроводы на основе КМ в РБ «Бриз-М» и РБ «Фрегат» для подачи КРТ в КС при повышенных температурах.
10. Правовая защита.
Ряд разработанных программных продуктов, технических решений, технологий и материалов, предполагаемых к использованию при выполнении проекта имеют заявки на получение, либо защищены патентами и авторскими свидетельствами РФ (№2267026 от 27.12.2005, №2196917 от 06.02.2002, №2130509 от 26.01.1999 и др).

ЦитироватьСуть изобретения: Изобретение относится к производству высокотемпературных материалов и может быть использовано в качестве теплонагруженных узлов ракетно-космической техники, в автомобиле- и тракторостроении для изготовления узлов очистки выхлопных газов, подшипников скольжения, торцевых уплотнений и пр. Способ включает осаждение карбида кремния из газовой фазы, содержащей метилсилан CH3SiH3, на пористый каркас. Способ позволяет увеличить однородность композита по составу и физико-механическим характеристикам, обеспечить экологически чистый процесс и снизить температуру получения композита. 3 з. п. ф-лы.  
Номер патента: 2130509  
Класс(ы) патента: C23C16/32  
Номер заявки: 98102107/02  
Дата подачи заявки: 26.01.1998  
Дата публикации: 20.05.1999  
Заявитель(и): Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Композит"  
Автор(ы): Тимофеев А.Н.; Богачев Е.А.; Габов А.В.; Абызов А.М.; Смирнов Е.П.; Персин М.И.  
Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Композит"  

ЦитироватьКамера жидкостного ракетного двигателя
Патент РФ №2196917

Камера с регенеративной системой охлаждения включает сопло и насадок. Насадок пристыкован к соплу, входящему в состав камеры жидкостного ракетного двигателя, без изменения исходной конфигурации сопла. Продольный контур насадка выполнен по кривой. Описываемой полиномом третьей степени. Толщина стенки насадка определена как dст =k*dхим, где k - коэффициент запаса материала по толщине, учитывающий величину газопроницаемости материала, dхим - глубина химического разрушения материала, определяемая исходя из температуры продуктов сгорания и концепции кислородосодержащих соединений в продуктах сгорания с учетом теплового пограничного слоя (тепловой завесы), ранее сформировавшегося вблизи стенки сопла. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики жидкостных ракетных двигателей при одновременном снижении массы, габаритов и стоимости конструкции.

ЦитироватьК 1974–75 гг. КБ «Сатурн» приступило к отработке двигателя 11Д57М с выдвижным сопловым насадком (максимальный диаметр 2000 мм). Был получен удельный импульс 461 сек, а масса выросла всего на 1.5–2.0%! Насадок сдвигался в рабочее положение на роликах по легким балочным направляющим. Приводы насадка работали на газообразном водороде, отбираемом из рубашки охлаждения. При этом обеспечивалось и горячее («на струе»!), и холодное выдвижение соплового насадка. Время перекладки составляло 1.5–2.0 сек и было подобрано путем сложных газодинамических расчетов. Режим перекладки имел несколько фаз: разгон, торможение, «причаливание» и фиксация. Это было первое в мире реально раскладывающееся сопло.

ЦитироватьМаршевая многокамерная двигательная установка с сопловым насадком (варианты)
Патент РФ № 2267026

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании или модернизации маршевых многокамерных двигательных установок.
Первый вариант конструкции представляет собой маршевую многокамерную двигательную установку с сопловым насадком, снабженную силовым элементом, при этом насадок выполнен двухпозиционным и имеет форму стакана, донная часть которого снабжена отверстиями для сопел, установленных с кольцевым зазором. При этом насадок охватывает сопла и установлен на силовом элементе с возможностью продольного перемещения насадка из транспортной позиции, при которой срез насадка расположен выше или на уровне среза сопел, в рабочую позицию, при котором срез насадка выступает за срез сопел на длину меньшую или равную удвоенной разности между внутренним диаметром насадка у среза сопла и диаметром среза сопла умноженным на корень из числа сопел.
Второй вариант конструкции отличается от первого варианта тем, что насадок имеет форму стакана с выдвижной боковой поверхностью, например, в виде телескопических секций. При переводе насадка из транспортной позиции в рабочую, он выступает за срез сопел на длину меньшую или равную удвоенной разности между внутренним диаметром секции насадка и диаметром среза сопла умноженным на корень из числа сопел.
Изобретение обеспечивает повышение тяги путем создания областей с повышенным давлением, образующих при взаимодействии выхлопных струй двигателя со стенками насадка. Проведенная оценка эффективности использования изобретения показала возможность увеличения тяги маршевой многокамерной двигательной установки до 3 %.

ЦитироватьИ.В. Лаптев
Московский физико-технический институт (государственный университет)
Д.М. Борисов, М.Л. Куранов
ФГУП "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша"

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОСТРАНСТВЕННЫХ ТЕЧЕНИЙ В ДОННОМ ЦИЛИНД-РИЧЕСКОМ НАСАДКЕ МНОГОСОПЛОВЫХ ДУ.

Для повышения тяговых характеристик ДУ наряду с сопловыми насадками традиционной формы могут рассматриваться и другие технические решения, а именно: выдвижные элементы в виде цилиндрических насадков. Такие решения могут оказаться целесообразными для модернизируемых четырехсопловых ДУ с плотной компоновкой, т.е. с малыми расстояниями между срезами соседних сопел.
В связи с использованием сдвигаемых донных насадков возникает ряд проблем-ных вопросов, главным из которых является прогнозирование приращения величины пустотного удельного импульса тяги многосопловых ДУ с цилиндрическими донными насадками.
Для оценки дополнительного усилия, создаваемого цилиндрическим донным насадком, а также расчета теплового состояния материалов элементов конструкции насадка требуется нахождение распределения локальных характеристик течения в донной области насадка и расчет некоторых интегральных величин.
Экспериментальное определение характеристик натурного насадка в земных условиях затруднительно, поэтому данные характеристики необходимо рассчитывать. Для подтверждения справедливости подобного расчета были проведены эксперименты и расчеты модельного насадка.
Экспериментальные исследования течения газа проводились на модели четырехсоплового блока с цилиндрическим насадком, схема которого представлена на Рис.1. В эксперименте использовались профилированные сопла со степенью расширения 1.7, что при реализованных в эксперименте давлениях в ресивере обеспечивало давление на срезе сопел значительно превышающих атмосферное.  В качестве рабочего тела был выбран воздух.
В процессе экспериментальных исследований было проведено девять запусков для измерения газодинамических параметров течения в цилиндрическом насадке многосопловой модели. Каждый запуск представлял собой набор режимов – последовательно проходимых значений давления в ресивере. В результате экспериментов было установлено, что на каждом из режимов (при различных значениях  давления в ресивере) распределение давления в донной области насадка является практически изобарным. Кроме того, было установлено, что отношение давления в донной области к соответствующему давлению в ресивере является постоянной величиной. Причем это обстоятельство имеет место не только в рамках одного эксперимента, но справедливо и от опыта к опыту. Таким образом, можно сказать, что распределение давления в донной части насадка является автомодельным. Аналогичная автомодельность наблюдается и в распределении давления вдоль образующих цилиндрического насадка.
Численное моделирование течения в донной области насадка проводилось модифицированным методом крупных частиц. Предполагалось, что начальное сечение (передняя стенка) насадка совпадает с выходным сечением сопла. При нулевом угле поворота имеет место симметрия течения относительно двух плоскостей, поэтому расчет проводился для одной четвертой объема (Рис. 2).
Сравнение результатов расчета с экспериментальными данными показало хорошее согласие. На Рис. 3 представлено сравнение распределений давления вдоль образующей цилиндрического насадка, полученных из эксперимента и из расчета.
Данная работа подтвердила справедливость трехмерного расчета параметров течения применительно к донному цилиндрическому насадку, что позволяет производить численное моделирование течения в натурных ДУ с донными цилиндрическими насадками.

Литература:
1.Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - М., Наука, 1976
2.Белоцерковский О.М., Давыдов Ю.М. Метод крупных частиц в газовой динамике. - М., Наука, 1982. - 392с.
3.Куранов М.Л., Борисов Д.М., Лаптев И.В. Модернизация двигателя 14Д23 в час-ти внедрения сопловых насадков радиационного охлаждения из углеродного композиционного материала и сдвижного донного насадка. / НТО. Центр Келдыша. Инв. № 4277к, 2005г.

ЦитироватьОбзор применения выдвижных сопловых насадков радиационного охлаждения на современных и перспективных ЖРД

В настоящее время выдвижной сопловой насадок применяется лишь на двух ЖРД: на RL-10B-2 (Рисунок 7) и RL-10A-4-2 (Рисунок 8 ). Еще на одном двигателе – РД-58М такой насадок находится в стадии летных испытаний. В ЖРД RL-10A-4-2 выдвижной насадок выполнен из ниобиевого сплава [6], а в двигателях RL-10B-2 [7] и РД-58М [8] из УУКМ. На находящихся в данный момент в стадии наземных испытаний перспективных двигателях MB-60, РД-0146 и Vinci также планируется применять выдвижной неохлаждаемый сопловой насадок из УУКМ. Использование насадков радиационного охлаждения больших степеней расширения  из УУКМ позволяет существенно увеличить удельный импульс без значительного повышения массы ЖРД.

Впервые для двигателей разгонных блоков выдвижной неохлаждаемый насадок из УУКМ был применен в 1998 году на двигателе RL-10B-2. Этот насадок изготавливается фирмой Snecma, имеющей большой опыт разработки сопел для РДТТ. Насадок изготавливается из материала Novoltex® Sepcarb® и состоит из стационарной и подвижной части. Начальный диаметр насадка равен 1113 мм, выходной диаметр равен 2136 мм. Длина соплового насадка в разложенном состоянии составила 2525 мм. Степень расширения по площадям была повышена с 77 до 285, что позволило увеличить удельный импульс на 30 сек, до 465 сек. Вероятней всего сопловые насадки перспективного европейского двигателя Vinci и американского RL-60 будут также разработаны и произведены фирмой Snecma.

Применяемый на российском ЖРД РД-58М сопловой насадок из УУКМ изготавливается из материала «Граурис» (Рисунок 9). Этот материал разработан и производится НПО «Искра» и НТХ (г. Пермь), имеющих большой опыт в создании сопел для РДТТ. Для перспективного российского безгенераторного ЖРД РД-0146 также планируется использование соплового насадка из материала «Граурис».

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6772.png)
Рисунок 7. Схема выдвижного соплового насадка из УУКМ ЖРД RL-10B-2

(http://www.lpre.de/upload/RD-58M.png)
Рисунок 9. Двигатель РД-58М с сопловым насадком из УУКМ

ЦитироватьC новым годом :) .

ЦитироватьЕще пара ссылок:

http://www.mai.ru/colleges/fac_2/kaf/k202_Semenov/index.php?id=14
(http://www.mai.ru/colleges/fac_2/kaf/k202_Semenov/img/2_4_1.jpg)

ЦитироватьСуть изобретения: Сопло предназначено для использования в многокамерных ракетных двигателях на жидком топливе. Оно содержит три или четыре укороченных сопла, соединенных между собой по внутренним участкам периметров стенкой. Стенка имеет форму гипоциклоиды с тремя или четырьмя ветвями. Общая расширяющаяся часть сопл соединена с укороченными соплами по внешним участкам периметров и имеет в сечении форму эпициклоиды с тремя или четырьмя ветвями. Выполненное таким образом сопло обладает меньшей массой, позволяет максимально использовать мидель ракеты и регулировать геометрическую степень расширения по высоте полета ракеты, экспериментальным путем подтвердить экономичность двигателя и значительно уменьшить донное сопротивление. 2 ил.  
Номер патента: 2140005  
Класс(ы) патента: F02K9/97  
Номер заявки: 98114146/06  
Дата подачи заявки: 28.07.1998  
Дата публикации: 20.10.1999  
Заявитель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики  
Автор(ы): Худиковский В.Л.; Кучин А.П.; Козелков В.П.  
Патентообладатель(и): Федеральное Государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики  
Описание изобретения: Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в многокамерном ЖРД.
Известны ЖРД (РЛ-107, РД-108, PA-214, РД-0110, РД-0124 и др.), содержащие четыре камеры с круглыми соплами, имеющими сужающиеся и расширяющиеся части оптимальных размеров.
Наиболее близким является ЖРД, описание которого приведено в книге: Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей: М., Машиностроение, 1980; стр. 201, стр. 203 - рис. 16.13, 16.14; стр. 204 - рис. 16.15 - прототип.
Указанный ЖРД, выбранный в качестве прототипа, по сравнению с однокамерным имеет значительно меньшую длину, поэтому уменьшены и габариты всей ракеты, что в конечном итоге приводит к заметному выигрышу в массе.
В то же время такая конструкция многокамерного ЖРД обладает следующими недостатками:
не позволяет максимально использовать мидель ракеты; требует сложной конструкции зашиты двигателя;
не позволяет по высоте полета ракеты регулировать геометрическую степень расширения сопла;
не позволяет экспериментальным путем с помощью вакуум-камеры и газодинамических труб подтвердить экономичность высотного двигателя;
расширяющиеся части сопел и зашита двигателя имеют большую массу;
при работе 1 ступени ракеты возникает большое непостоянное донное сопротивление.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков: уменьшение массы сопла, увеличение и регулирование геометрической степени расширения сопла, повышение эксплуатационных характеристик двигателя.
Поставленная задача достигается тем, что в разработанном сопле многокамерного ЖРД, состоящем из нескольких круглых сопел оптимальных размеров, имеющих сужающиеся и расширяющиеся части, корпуса расширяющихся частей выполнены укороченными и в районе выходных сечений по внутренним участкам периметров соединены между собой жестко стенкой, имеющей форму гипоциклоиды, например, с четырьмя ветвями, а по внешним участкам - с панелями, которые жестко соединены между собой, образуя общую расширяющуюся часть, имеющую в сечении, перпендикулярном оси двигателя, форму эпициклоиды, например, с четырьмя ветвями.
Укороченные сопла располагаются между собой значительно ближе (~ на 40%), что дает возможность уменьшить длину газоводов камер, а следовательно и массу двигателя.
Общая часть сопел по сравнению с полноразмерными частями этих сопел имеет на ~34% меньшую массу. Защита двигателя, установленная на общей части сопел, имеет значительно меньшую массу.
Наличие общей части сопел позволяет увеличить удельный импульс тяги (уменьшить длину двигателя) за счет максимального использования миделя ракеты, регулировать по высоте геометрическую степень расширения сопла за счет излома контура, экспериментальным путем подтвердить экономичность двигателя, значительно уменьшить донное сопротивление.
На фиг. 1 представлено предлагаемое сопло многокамерного ЖРД; на фиг. 2 - вид А,
где:
1 - укороченное сопло камеры ЖРД;
2 - стенка;
3 - панель;
4 - общая часть сопел.
Сопло многокамерного ЖРД содержит четыре укороченных сопла 1, одну стенку 2, четыре панели 3, образующие общую часть сопел 4.
Расширяющаяся часть укороченного сопла 1 представляет собой начальный участок расширяющейся части полноразмерного высотного сопла, имеющего контур с равномерной характеристикой. В зависимости от назначения многокамерного ЖРД расширяющаяся часть укороченного сопла может быть выполнена по земному или высотному контуру. Стенка 2, имеющая в плане форму гипоциклоиды с четырьмя ветвями, соединена с укороченными соплами 1 в районе выходных сечений по внутренним участкам периметров и обеспечивает истечение газа через выходное сечение общей части сопел 4. Панели 3 жестко соединены с выходными сечениями укороченных сопел по внешним участкам периметров и между собой, образуя общую расширяющуюся часть сопел 4, которая в сечении, перпендикулярном оси двигателя имеет форму эпициклоиды с четырьмя ветвями.
Контур общей расширяющейся части сопел 4 обеспечивает параллельный поток в выходном сечении с одной и той же величиной скорости в любой точке этого сечения.
Сопло многокамерного ЖРД в месте стыка укороченных сопел с общей частью может быть выполнено без излома и с изломом контура.
Кроме того, сопло многокамерного ЖРД может быть выполнено из трех укороченных сопел, соединенных между собой по внутренним участкам периметров стенкой, имеющей форму гипоциклоиды с тремя ветвями, а по внешним участкам - с панелями, которые образуют общую расширяющуюся часть, имеющую в сечении, перпендикулярном оси двигателя, форму эпициклоиды с тремя ветвями.
Во время работы ЖРД продукты сгорания топлива из камер сгорания поступают в укороченные сопла 1, где расширяются до сверхзвуковой скорости (М = 1,5-2,5). Дальнейшее расширение продуктов сгорания до значительно большей (необходимой) сверхзвуковой скорости происходит в общей части сопел 4. За счет излома контура в месте стыка общей части с укороченными соплами обеспечивается регулирование геометрической степени расширения по высоте полета ракеты.
Применение предложенного изобретения позволяет уменьшить массу двигателя, максимально использовать мидель ракеты для увеличения геометрической степени расширения сопла и уменьшения донного сопротивления, уменьшить длину двигателя и обеспечить регулирование геометрической степени расширения сопла по высоте полета ракеты.
Изготовление предлагаемого устройства не требует специальных технологий и реализуется известными методами.  
Формула изобретения: Сопло многокамерного жидкостного ракетного двигателя, состоящее из нескольких круглых сопл оптимальных размеров, имеющих сужающиеся и расширяющиеся части, отличающееся тем, что в нем корпуса расширяющихся частей выполнены укороченными и в районе выходных сечений по внутренним участкам периметров соединены между собой жестко стенкой, имеющей форму гипоциклоиды, например, с четырьмя ветвями, а по внешним участкам - с панелями, которые жестко соединены между собой, образуя общую расширяющуюся часть, имеющую в сечении, перпендикулярном оси двигателя, форму эпициклоиды, например, с четырьмя ветвями.  

ЦитироватьВот ещё один вариант:
СОПЛО МНОГОКАМЕРНОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ. Патент Российской Федерации (http://ru-patent.info/21/40-44/2140005.html)

ЦитироватьИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ СОЗДАНИЯ
ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ИЗМЕНЯЕМОЙ СТЕПЕНЬЮ РАСШИРЕНИЯ СОПЛА

Виктор Дмитриевич Горохов, зам. генерального конструктора ОАО "Конструкторское бюро химавтоматики",
доцент Воронежского государственного технического университета, к.т.н.
Владимир Викторович Черниченко, доцент Воронежского государственного технического университета, к.т.н.

Приведены результаты научно-исследовательских работ по созданию камеры жидкостного ракетного двигателя с центральным выдвижным телом, обеспечивающим изменение площади критического сечения сопла в процессе работы двигателя

Развитие современной ракетной техники предъявляет новые требования к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), связанные с дальнейшим повышением эффективности рабочего процесса, увеличением надежности и ресурса. Добиться указанных целей можно, проводя исследования и внедряя технические решения, направленные на оптимизацию конструкции камеры и двигателя в целом, а также применяя новые материалы и технологии.

Основным интегральным показателем экономической эффективности разработок в ракетно-космической технике являются стоимость вывода на орбиту одного килограмма полезного груза и возможность увеличения массы полезного выводимого груза.
Одним из основных параметров, характеризующих степень совершенства ракетного двигателя, является удельный импульс тяги.

Установлено, что потери удельного импульса тяги на 0,1 % для кислородно-водородных двигателей РД0120 (Россия) и SSME (США) космических систем типа "Энергия-Буран" и Space Shuttle приводят к снижению полезной нагрузки на 200...250 кг.
Для достижения максимально возможной величины удельного импульса тяги чрезвычайно актуальным становится вопрос дальнейшего совершенствования внутрикамерных процессов.

Удельный импульс тяги может быть увеличен на 1...5 % при увеличении степени расширения сопла камеры сгорания (КС) путем уменьшения площади критического сечения при выдвижении профилированного охлаждаемого центрального тела, установленного по оси камеры, в критическое сечение при неизменной площади среза сопла.

Технические решения, связанные с созданием и размещением в камере подвижного центрального тела, регулирующего площадь критического сечения, открывают большие возможности при разработке двигателей с регулируемыми круглыми и кольцевыми соплами. Появляется возможность плавного регулирования тяги двигателя и степени расширения сопла по траектории полета, что существенно улучшает его энергетические характеристики, однако практическое использование такого способа в ракетном двигателестроении до настоящего времени сдерживается сложностью обеспечения работоспособности камеры с центральным выдвижным телом и отсутствием экспериментальных данных по эффективности его применения, в связи с чем дальнейшие теоретические и экспериментальные исследования в данной области являются необходимыми и актуальными.

При создании перспективных ЖРД важнейшими задачами являются повышение энергетических характеристик и надежности, увеличение ресурса, обеспечение многоразовости, улучшение массовых характеристик. Эти задачи могут быть решены при проведении исследований по основным агрегатам ЖРД с учетом новейших достижений в области использования экологически чистых компонентов топлива, достижений в области схемных и конструкторско-технологических решений, использования перспективных материалов.

Ракетный двигатель с регулируемой тягой представляет достаточно большой интерес с многих точек зрения. Диапазон использования регулируемых ракетных двигателей с изменяемой тягой начинается от воздушных и земных ракетных снарядов и заканчивается ракетами-носителями и аппаратами для исследования других космических тел.

Возможные методы регулирования тяги двигателей могут быть разделены на следующие основные категории:

ступенчатое изменение тяги. Для получения различных значений тяги в работу включаются несколько двигателей;
дросселирование подачи топлива. Изменение расхода топлива достигается посредством дросселирующих клапанов или регулированием числа оборотов крыльчаток насосов;
дросселирование двигателя изменением общей площади проходных сечений форсунок;
дросселирование двигателя изменением площади критического сечения сопла и др.
Необходимо отметить, что, при глубоком дросселировании резко падает экономичность и ухудшаются условия охлаждения стенок камеры сгорания. Устойчивость, экономичность и охлаждение двигателя взаимосвязаны. Поэтому решение проблемы создания надежно работающего ЖРД неотделимо от успешного решения каждой из этих задач.

Принципиальной особенностью двигателя с переменным критическим сечением сопел, отличающей его от существующих, является повышение удельного импульса тяги при дросселировании.

Анализ этих особенностей показывает, что регулировать тягу однокамерного ЖРД можно двумя путями: изменением расхода топлива и скорости истечения Wa.

В свою очередь, расход можно регулировать изменением геометрических размеров камеры сгорания (Fкр , Fa) и геометрии форсунок.

Необходимо отметить, что способы регулирования тяги путем изменения геометрических размеров форсунок достаточно подробно исследованы.

Можно регулировать тягу изменением площади критического сечения сопла Fкр (при Fa = const). При уменьшении площади критического сечения сопла увеличиваются Рк, другие параметры, а также температура в камере сгорания Тк, термический к.п.д.  и степень расширения сопла.

Изменять Fкр можно двумя способами: механическим и газодинамическим. Механический способ в основном состоит в применении профилированных "игл" - центральных тел, вводимых по специальным направляющим в критическое сечение сопла. Газодинамический способ основывается на уменьшении Fкр путем вдувания газа, подаваемого через отверстия или щели в район критического сечения сопла.

Для сохранения в процессе регулирования тяги высокой экономичности при условии Pк = const следует изменять расход топлива пропорционально изменению площади проходного сечения сопла форсунки Fф и Fкр. А для сохранения расчетного режима работы сопла на определенной высоте полета необходимо также, чтобы степень расширения сопла Fa оставалась постоянной. Для этого следует изменять Fa прямо пропорционально изменению Fкр.

Таким образом, для регулирования тяги при постоянном удельном импульсе Iу необходимо регулировать площади проходного сечения Fф, Fкр, Fа пропорционально изменению.

В литературе представлена модельная двухрежимная камера ЖРД, в которой регулирующий орган выполнен в виде профилированного центрального тела с утолщением на конце. Смесительная головка данной камеры изготовлена из двух частей: неподвижной и подвижной, соосно перемещающихся друг относительно друга, при этом оси однокомпонентных форсунок окислителя и горючего расположены перпендикулярно к оси камеры сгорания. Регулирующий орган соединен с подвижной частью смесительной головки, связанной с исполнительным механизмом.

Перемещение иглы в район критического сечения сопла осущеcтвляется вместе с подвижной частью смесительной головки, что позволяет одновременно с уменьшением критического сечения уменьшить площадь проходного сечения форсунок и, в то же время, приводит к уменьшению объема камеры сгорания и сокращению времени пребывания компонентов топлива. Одновременное изменение проходного сечения форсунок и площади критического сечения сопла позволяют поддерживать постоянным давление в камере при регулировании тяги. Использование смесительной головки, состоящей из подвижной и неподвижной частей, требует применения на исполнительном механизме (в данном случае - гидроцилиндре) значительных усилий и не позволяет достичь высокого давления в камере из-за негерметичности уплотнений между стенкой камеры сгорания и подвижной частью смесительной головки.

Выдан патент на камеру с регулируемой площадью критического сечения, в которой смесительная головка установлена неподвижно в камере сгорания, а регулирование площади осуществляется путем перемещения регулирующего органа, связанного с исполнительным механизмом, в критическое сечение.

В исходном положении регулирующий орган установлен таким образом, что его профилированная выходная часть входит в критическое сечение камеры и перекрывает его, при этом часть регулирующего органа расположена за критическим сечением. Площадь образованного кольцевого критического сечения в этом случае равна разности площадей круглого критического сечения и площади регулирующего органа.

Такое расположение регулирующего органа обуславливает перемещение плоскости критического сечения в закритическую часть сопла, что приводит к нерасчетному истечению продуктов сгорания и, соответственно, значительным потерям экономичности на первом режиме.

Размещение выходной части регулирующего органа в наиболее теплонапряженном месте требует более интенсивного охлаждения выходной части, что также ведет к потерям удельного импульса тяги.

При регулировании площади критического сечения регулирующий орган смещается в сторону закритической части и уменьшает площадь критического сечения. Плоскость критического сечения при этом смещается еще дальше в закритическую часть, что приводит к дальнейшим потерям экономичности из-за нерасчетного режима истечения. При таком конструктивном исполнении камеры с регулируемой площадью критического сечения в ряде случаев эффект от регулирования может быть не достигнут из-за изначальных потерь экономичности на первом режиме и значительного усложнения конструкции.

Комбинация изменения площади проходного сечения сопл форсунок Fф с изменением площади критического сечения сопла камеры сгорания Fкр нашла применение в разработке одного из вариантов двигательной установки посадочной ступени космического аппарата "Викинг".

Необходимо отметить, что механическим путем изменять площадь критического сечения сопла камеры сгорания в процессе работы двигателя можно не только при помощи подвижного центрального тела. В литературе представлена конструктивная схема двухпозиционного сопла с регулируемой площадью критического сечения по патенту США № 3907222. В районе критического сечения сопла установлен специальный профилированный элемент, имеющий форму усеченного конуса со сферическими основаниями. Элемент изготовлен из композиционного материала типа окиси кремния и фенольной смолы; он может поворачиваться на оси с помощью привода. Ось установлена в дозвуковой части сопла. Если элемент расположен основанием конуса к камере сгорания, то обеспечивается минимальная площадь критического сечения. При повороте элемента вокруг оси вращения на 180° площадь критического сечения увеличивается и достигает максимального значения. Если элемент принимает положение под углом к оси, то происходит отклонение вектора тяги. Проведены стендовые испытания ракетного двигателя малой тяги данной конструкции.

Успешно проведенные в ОАО КБХА (Воронеж) огневые испытания модельной кислородно-водородной камеры с охлаждаемым центральным выдвижным телом, при которых впервые в мировой и отечественной практике была изменена площадь критического сечения во время работы камеры, подтвердили возможность создания ЖРД с регулируемым критическим сечением.

На первом огневом испытании модельной камеры продолжительностью 35 с центральное тело не выдвигалось. Во время испытания проверялась общая работоспособность камеры и режимы охлаждения центрального тела. После испытаний проведена дефектация материальной части. Состояние материальной части не изменилось.

На втором огневом испытании модельной камеры продолжительностью 25 с центральное тело по команде управления на 11 с было выдвинуто в критическое сечение сопла. Время выдвижения центрального тела в сопло составило 0,1...0,12 с.
При перемещении во время огневого испытания центрального тела в направлении сверхзвукового сопла (выдвинутое положение) и уменьшении площади критического сечения вдвое давление в камере сгорания возросло в 1,975 раза, как и ожидалось, и дальнейшие испытания проводились при повышенном давлении в камере сгорания. Расходы компонентов топлива при выдвижении центрального тела и уменьшении площади критического сечения изменились незначительно.

После испытаний произведен осмотр модельной камеры и выполнена дефектация состояния материальной части. Состояние материальной части оказалось удовлетворительным.

При определении характеристик экономичности камеры на одном режиме первого испытания и на двух режимах второго испытания использовались параметры, измеренные при работе модельной камеры.

Представленные данные показывают, что при испытаниях камеры были обеспечены режимы, для которых характерны пониженное соотношение компонентов топлива Кm. Расчетная величина давления в выходном сечении сопла является ниже критического значения на всех режимах ра < ркр. В результате этого течение газа в сопле происходило при наличии скачка уплотнения и отрыва потока от стенки сопла.

Учитывая, что охлаждение камеры и центрального тела водой уменьшает температуру продуктов сгорания компонентов топлива и, соответственно, параметры экономичности, было сделано приведение удельного импульса тяги в пустоте Iуп к адиабатным условиям. Кроме того, было сделано приведение этих параметров по соотношению компонентов топлива к номинальному значению Кm = 4.

В результате этих операций было определено приведенное значение удельного импульса тяги в пустоте. Полученные экспериментальные данные позволили выполнить расчет параметров кислородно-водородного ЖРД РД0120 с центральным выдвижным телом.

Таким образом, проведенный анализ имеющейся научно-технической и патентной литературы показал, что до настоящего времени нет созданного и эксплуатируемого ЖРД с центральным телом, а основной проблемой в создании камеры с регулируемой площадью критического сечения является разработка надежной конструкции подвижного центрального тела. Также недостаточно полно исследованы и определены такие параметры камеры ЖРД с регулируемым критическим сечением, как оптимальное месторасположение выходной части центрального тела, и, соответственно, длина центрального тела, его прочность и устойчивость, охлаждение камеры и центрального тела, утечки компонента, применяемого для охлаждения центрального тела, через уплотнительные элементы и др.

Несмотря на вышеперечисленные проблемы, необходимо отметить, что технические решения по созданию и размещению подвижного центрального тела в камере, регулирующего площадь критического сечения, открывают большие возможности по разработке двигателей с регулируемым круглым и кольцевыми соплами. Появляется возможность плавного регулирования тяги двигателя и степени расширения сопла по траектории полета, что существенно улучшает их энергетические характеристики.

Однако практическое использование такого способа в ракетном двигателестроении до настоящего времени сдерживается сложностью обеспечения работоспособности центрального выдвижного тела и отсутствием экспериментальных данных по эффективности его применения.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6824.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6825.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6826.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6827.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6828.jpg)

ЦитироватьДопустим, УИ некоего ЖРД без соплового насадка - 3500 м/с, а с насадком- 3550 м/с. Пусть пустая (однокамерная) ступень без насадка весит 10 т, а полезный груз ступени - 20 т. Пусть топлива в ступени 150 т.

Получается, что ХС такой ступени раньше был

3500 * ln (180 / 30) = 6271,16

а с насадком стал -

3550 * ln((180 + x) / (30 + x))

Находим x, при котором ХС сравниваются -

(180 + x) / (30 + x) = 5,85048

x = 0,924785 т

То есть, имеем выигрыш в ХС, если масса насадка не выше 925 кг.

ЦитироватьНасадок не заменяет экран, поскольку он разогревается до высокой температуры и сам излучает тепло.

Цитировать

ЦитироватьВот ещё один вариант:
СОПЛО МНОГОКАМЕРНОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ. Патент Российской Федерации (http://ru-patent.info/21/40-44/2140005.html)

Вот тот же патент с "картинками":
http://www.lpre.de/resources/patents/RU2140005.pdf

ЦитироватьПочему-то всегда считал, что на таких двигателях как РД-180 и РД-170 расширяющие насадки невозможны. Насколько понимаю, там независимое управление вектором тяги для каждой камеры<->сопла.

ЦитироватьПочему-то всегда считал, что на таких двигателях как РД-180 и РД-170 расширяющие насадки невозможны. Насколько понимаю, там независимое управление вектором тяги для каждой камеры<->сопла. Или единая подвеска?

ЦитироватьОтличия между РД-170 и РД-171

В двигателях РД-170 и РД-171 применены разные варианты качания камер и органов управления отклонением ими.

Камеры двигателя РД-170 в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в радиальных плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении. В

Камеры сгорания двигателя РД-171 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".

ЦитироватьУзел качания

Каждая из четырех камер снабжена узлом качания. Сила тяги передается от камеры на силовую раму через карданный подвес. Подвод сработавшего на турбине генераторного газа в КС осуществляется через 12-слойный составной сильфон, размещенный внутри карданного подвеса. Сильфон бронирован специальными кольцами и охлаждается небольшим количеством холодного кислорода, протекающего между внутренней поверхностью сильфона и тонкой внутренней стенкой.

ЦитироватьВ начале 1996г проект двигателя РД-180 НПО Энергомаш был признан победителем конкурса на разработку и поставку двигателя первой ступени для модернизированной РН "Атлас" американской компании Локхид Мартин. Это двухкамерный двигатель с дожиганием окислительного генераторного газа, с управлением вектором тяги благодаря качания каждой камеры в двух плоскостях, с возможностью обеспечения глубокого дросселирования тяги двигателя в полете.

Цитировать...

ЦитироватьПротиворечит общему принципу Сопло Лаваля[/u][/i] (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BE%D0%BF%D0%BB%D0%BE_%D0%9B%D0%B0%D0%B2%D0%B0%D0%BB%D1%8F).

ЦитироватьИ дело не в отсутствии конусообразной формы,

Цитироватьа в том, что верхние сопла оптимизированы под 1 атм, а нижняя часть под вакуум. То есть, по-моему, от такого решения никакой пользы не будет. Если и будет, то очень небольшая.

ЦитироватьЭто касается скорее многодвигательных установок. Там, при большом диаметре ступени возникает донное сопротивление.

ЦитироватьУж извините дилетанта.

ЦитироватьДаже если тяга и будет больше, то само донное сопротивление перекроет эту прибавку.

Цитировать

ЦитироватьДаже если тяга и будет больше, то само донное сопротивление перекроет эту прибавку.

Это не важно, вопрос в том (например), на какой высоте натягивать на сопло насадки.

Дмитрий В, вот вы как думаете, будет тяга больше у затененного двигателя, или это заблуждение?

Тяга двигателя F = mu + S(P - Pa), P - давление на срезе, Pa - атмосферное давление, вопрос - в каком месте? Если это гипотетическое давление которое было бы на срезе если двигатель не работал (вроде как логично) то при преодолении скорости звука ракетой это давление -> 0 ...

ЦитироватьНа больших высотах, из-за перерасширения потока, газы, выходящие из сопла, это "затенение" будут заполнять.

ЦитироватьТак я не понял (или это не мне было): будет тяга больше у двигателя, который в разряженной зоне, или нет?  :?

ЦитироватьЭто не важно, вопрос в том (например), на какой высоте натягивать на сопло насадки.

ЦитироватьПравильно "сопловый насадок". И он мужского рода, поэтому фраза "использование сопловой насадки" неверна. И кстати они бывают стационарными тоже, а не только выдвижными.

Цитировать

ЦитироватьЭто не важно, вопрос в том (например), на какой высоте натягивать на сопло насадки.

Насадок "натягивать" (на самом деле раздвигать) тогда когда давление воздуха на срезе сопла с насадком станет равно давлению газов на срезе его же.

ЦитироватьMerlin Vacuum Engine Expansion Nozzle

We recently fabricated and formed the first flight expansion nozzle for the Merlin Vacuum second stage engine. Made of a thin, high temperature alloy, the large expansion nozzle extends from the regeneratively cooled portion of the engine, and improves its performance in the vacuum of space. Standing 2.7 meters (9 feet) tall and 2.4 m (8 ft) in diameter, it resembles the nozzle used on our Falcon 1's second stage engine, only larger.

The Merlin Vacuum engine expansion nozzle measures 2.7 meters (9 feet) tall,
and most of it has a wall thickness of about 1/3 of a millimeter (1/64 of an inch).
Photo credit: SpaceX.

ЦитироватьА использовался ли когда-нибудь на реально летавшем изделии выдвижной сопловой насадок, который выдвигался при работающем двигателе?

ЦитироватьДа:
http://www.npoiskra.ru/index.php?main=production&id_parent=9

Цитировать

ЦитироватьДа:
http://www.npoiskra.ru/index.php?main=production&id_parent=9

Нет.  Во время ЭП Ямала СНТК, РКЭ, Чижухин  ездили в Искру по насадку НК-33 и вопрос по выдвижению насадка во время работы НК обсуждался как "впервые". Искровцы показывали выдвижение 3-х секций насадка, но только при запуске РДТТ. Т.е. насадки применяются для сокращения габаритов, в том числе и на РД-58.

ЦитироватьНа РД-58 насадок стационарный и следовательно габариты не сокращает.

ЦитироватьТолщина стенки - 3 десятых мм. Наверное, если поставить на землю, то сомнется как бумажный (во время производства он закреплен наверху и висит).

ЦитироватьТолщина стенки - 3 десятых мм. Наверное, если поставить на землю, то сомнется как бумажный (во время производства он закреплен наверху и висит).

Цитировать

ЦитироватьДа:
http://www.npoiskra.ru/index.php?main=production&id_parent=9

Нет.  Во время ЭП Ямала СНТК, РКЭ, Чижухин  ездили в Искру по насадку НК-33 и вопрос по выдвижению насадка во время работы НК обсуждался как "впервые". Искровцы показывали выдвижение 3-х секций насадка, но только при запуске РДТТ. Т.е. насадки применяются для сокращения габаритов, в том числе и на РД-58.

ЦитироватьВот что пишет НПО "Искра":
"В конструкции раздвижных насадков заложены оригинальные технические решения, обеспечивающие выдвижение и фиксацию насадков в рабочем положении, как до запуска двигателя, так и в процессе его работы"

А принципиальной разницы, во время запуска двигателя, или в процессе его стационарной работы выдвигается насадок, нет.

ЦитироватьКстати, по поводу стационарных насадков:

(http://img69.imageshack.us/img69/6084/201001046mvacnozzle.th.jpg) (http://img69.imageshack.us/i/201001046mvacnozzle.jpg/)

2.7м высоты, ничего так насадочек. Толщина стенки - 3 десятых мм. Наверное, если поставить на землю, то сомнется как бумажный (во время производства он закреплен наверху и висит).

-- Pete

ЦитироватьТак вот, раз он прибавляет тягу, этот насадок, то при выдвигании его эта тяга должна пытаться задвинуть обратно. :)

ЦитироватьРаботает раздвижное сопло следующим образом. После запуска двигателя подрывается лента 8, которая освобождает крючки 9, удерживающие цилиндрическую оболочку 3 в сложенном транспортном положении. Под действием осевой перегрузки сдвигаемый насадок начинает входить в газовую струю стационарной части сопла 1, на цилиндрической оболочке 3 появляется дополнительная газодинамическая сила трения, которая стремительно перемещает насадок в рабочее положение (см. фиг.3). П-образное кольцо 5 наскакивает на упор 10 и останавливается, а насадок 2 продолжает двигаться, при этом происходит ликвидация поддерживающего эффекта цилиндрической оболочки П-образным кольцом. Под действием сил инерции и радиальных сил, возникающих в месте контакта, кольцевая оболочка 2 в местах меридиональных разрезов выскакивает из кольцевого паза сдвигаемого насадка, и таким образом весь цилиндр покидает сопло, которое в данный момент уже должно встать на фиксирующие цанги 12.

ЦитироватьТак он ниобиевый, однако. :)
 Его довольно сложно смять. :)

Цитировать

ЦитироватьТак вот, раз он прибавляет тягу, этот насадок, то при выдвигании его эта тяга должна пытаться задвинуть обратно. :)

Вы тему читали? Для выдвижения как раз предлагался газодинамический способ:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=363077&sid=2b931a2282d257e75422614d1ef9cb8a

ЦитироватьРаботает раздвижное сопло следующим образом. После запуска двигателя подрывается лента 8, которая освобождает крючки 9, удерживающие цилиндрическую оболочку 3 в сложенном транспортном положении. Под действием осевой перегрузки сдвигаемый насадок начинает входить в газовую струю стационарной части сопла 1, на цилиндрической оболочке 3 появляется дополнительная газодинамическая сила трения, которая стремительно перемещает насадок в рабочее положение (см. фиг.3). П-образное кольцо 5 наскакивает на упор 10 и останавливается, а насадок 2 продолжает двигаться, при этом происходит ликвидация поддерживающего эффекта цилиндрической оболочки П-образным кольцом. Под действием сил инерции и радиальных сил, возникающих в месте контакта, кольцевая оболочка 2 в местах меридиональных разрезов выскакивает из кольцевого паза сдвигаемого насадка, и таким образом весь цилиндр покидает сопло, которое в данный момент уже должно встать на фиксирующие цанги 12.

...

Цитировать

ЦитироватьТак он ниобиевый, однако. :)
 Его довольно сложно смять. :)

Забыли написать IMHO? :wink:

ЦитироватьОтрежьте у неё нижнее днище и повторите попытку. :wink:

ЦитироватьКстати, я так и не понял как струя основного сопла будет одновременно выдвигать насадок назад и создавать тягу вперёд. :)

Цитировать

ЦитироватьКстати, я так и не понял как струя основного сопла будет одновременно выдвигать насадок назад и создавать тягу вперёд. :)

Как на японской М-5. Внутрь сдвижной части сопла ставится типа заглушки. Струя выдвигает сопло, затем срывает заглушку и понеслась. Но это правда только выдвижение при запуске.
 А на приведённой схеме цилиндрическая хреновина. Она не создаёт тяги а только испытывает трение от идущей в ней струи газов. Это трение и тянет её в направлении потока газов. Ну и ещё перегрузка.

ЦитироватьИнтересен момент "перехода от одного к другому", этот "тубус" тянет назад, а сопло будет толкать вперёд.
 Что-то как-то не кажется, что это вообще обойдётся без каких-то трудностей. :)

ЦитироватьКстати, по рисунку я не понял, куда он потом денется, этот "тубус". :)

ЦитироватьПока тубус не улетел сопло не участвует. Тубус экранирует его от газов.

Цитировать

ЦитироватьКстати, по рисунку я не понял, куда он потом денется, этот "тубус". :)

Отрывается и улетает.

ЦитироватьА вот интересно, сопловый насадок хоть немного оказывает влияние на давление на основное сопло. Или все у струи га за обратного влияния быть тут уже не может.

ЦитироватьДа, это понятно, значит "тубус сей" должен иметь массу близкую к массе самого насадка, ну, по крайней мере соизмеримую. :)

ЦитироватьВ каком месте отрывается? :)

ЦитироватьИМХО выдвинуть его принудительно проще, даже против усилия в те же 10 тонн. :)

Цитировать

ЦитироватьДа, это понятно, значит "тубус сей" должен иметь массу близкую к массе самого насадка, ну, по крайней мере соизмеримую. :)

Так как он улетает на начальном этапе то на конечной массе ступени не сказывается.

Цитировать

ЦитироватьВ каком месте отрывается? :)

По верхнему краю, там где узкая часть насадка.

Цитировать

ЦитироватьИМХО выдвинуть его принудительно проще, даже против усилия в те же 10 тонн. :)

Нужен механизм - приводы, направляющие. Которые никуда не улетают...

ЦитироватьЗато на начальной сказывается. :)

ЦитироватьТам где нарисована такая мааааленькая чёрточка, почти незаметная? :)

ЦитироватьНу это да, хотя у меня при рассмотрении этой схемки возникло ощущение, что "застрянет оно где-нибудь". :D

Цитировать

ЦитироватьТам где нарисована такая мааааленькая чёрточка, почти незаметная? :)

А фиг его знает. Но я думаю те кто рисовали знают где делать.

Цитировать

ЦитироватьНу это да, хотя у меня при рассмотрении этой схемки возникло ощущение, что "застрянет оно где-нибудь". :D

Я думаю те кто это рисовали всё предусмотрели. И может быть даже испытали...

ЦитироватьНу например, сопло горячее, а этот тубус холодный, как они это предусмотрели? ;)

Цитировать

ЦитироватьНу например, сопло горячее, а этот тубус холодный, как они это предусмотрели? ;)

Ох, не нада уподобляться pklу и считать себя умнее специалистов... Если нет оснований сомневаться в их компетентности то следует считать что они предусмотрели. У вас есть основания сомневаться в компетентности специалистов с Искры?

ЦитироватьНе думаю, что инженеры, которые делали RL-10, не могли додуматься до такого простенького варианта. :)

Цитировать

ЦитироватьНе думаю, что инженеры, которые делали RL-10, не могли додуматься до такого простенького варианта. :)

РЛ-10 жидкостный, насадок раздвигается до включения. А вот у японцев на М-5 насадок раздвигается струёй газов.

ЦитироватьГде-нибудь используется такой вот "тубус"? ;)

Цитировать

ЦитироватьУ вас есть основания сомневаться в компетентности специалистов с Искры?

Есть. :)

 Так ещё никто не делал и видимо для этого есть какие-то причины. :)
 Не думаю, что инженеры, которые делали RL-10, не могли додуматься до такого простенького варианта. :)

ЦитироватьА зачем на RL10 раздвигать сопловый насадок на струе?

ЦитироватьКак я понял, насадок выдвигается после запуска двигателя, а не в процессе его работы.

Цитировать

ЦитироватьКак я понял, насадок выдвигается после запуска двигателя, а не в процессе его работы.

Это как? :shock:
На RL10 насадок выдвигается до запуска двигателя, ибо разделение холодное. А Вы что имели ввиду?

ЦитироватьДопустим, мы, например, хотим водородник с УИ ~470 секунд, но работает он и у земли, как в шаттловской схеме, по этой причине нам невыгодно иметь здоровенное сопло на старте.
 Допустим, мы сделаем здоровенный выдвижной насадок для работы в пустоте.

 Так вот, раз он прибавляет тягу, этот насадок, то при выдвигании его эта тяга должна пытаться задвинуть обратно. :)

ЦитироватьНа 11Д57М испытывался ВСН при работающем двигателе.

ЦитироватьК 1974–75 гг. КБ «Сатурн» приступило к отработке двигателя 11Д57М с выдвижным сопловым насадком (максимальный диаметр 2000 мм). Был получен удельный импульс 461 сек, а масса выросла всего на 1.5–2.0%! Насадок сдвигался в рабочее положение на роликах по легким балочным направляющим. Приводы насадка работали на газообразном водороде, отбираемом из рубашки охлаждения. При этом обеспечивалось и горячее («на струе»!), и холодное выдвижение соплового насадка. Время перекладки составляло 1.5–2.0 сек и было подобрано путем сложных газодинамических расчетов. Режим перекладки имел несколько фаз: разгон, торможение, «причаливание» и фиксация. Это было первое в мире реально раскладывающееся сопло.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак он ниобиевый, однако. :)
 Его довольно сложно смять. :)

Забыли написать IMHO? :wink:

Пустая пивная банка есть? ;)
 Попробуйте смять, она алюминиевая и 0,1. :)

 Ниобий значительно прочнее.
 Более интересно как они варили лист ниобия 0,3. :)

Отрежьте у неё нижнее днище и повторите попытку. :wink:

Сделайте попытку "с чем-то стальным толщиной 0,3". ;)

 Я, кстати, не говорю, что этот насадок можно "типа пинать для развлечения". :)

ЦитироватьБродяга очевидно имел в виду насадок на НК-33-1, который в отличие от всех остальных должен выдвигаться на уже работающем двигателе.

Цитировать

ЦитироватьКак я понял, насадок выдвигается после запуска двигателя, а не в процессе его работы.

Это как? :shock:
На RL10 насадок выдвигается до запуска двигателя, ибо разделение холодное. А Вы что имели ввиду?

ЦитироватьИ диаметром 2,4 м. :wink:

В Space X с Вашими "теориями" не знакомы и поэтому подстраховались даже на Kestrel:
 ...

Цитировать

ЦитироватьНа 11Д57М испытывался ВСН при работающем двигателе.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/293/45.shtml

ЦитироватьК 1974–75 гг. КБ «Сатурн» приступило к отработке двигателя 11Д57М с выдвижным сопловым насадком (максимальный диаметр 2000 мм). Был получен удельный импульс 461 сек, а масса выросла всего на 1.5–2.0%! Насадок сдвигался в рабочее положение на роликах по легким балочным направляющим. Приводы насадка работали на газообразном водороде, отбираемом из рубашки охлаждения. При этом обеспечивалось и горячее («на струе»!), и холодное выдвижение соплового насадка. Время перекладки составляло 1.5–2.0 сек и было подобрано путем сложных газодинамических расчетов. Режим перекладки имел несколько фаз: разгон, торможение, «причаливание» и фиксация. Это было первое в мире реально раскладывающееся сопло.

ЦитироватьЯ тоже про выдвижение при работающем двигателе.
В выдвинутом состоянии все уравновешено.
При выдвижении нет.
Но силы при выдвижении будут выдвигать насадок.
Особенно если не будет подсоса воздуха между соплом и насадком.

ЦитироватьКстати, хорошая идея. :)

 Я не уверен, что силы действующие на насадок будут его выдвигать, но уже то, что непосредственно после выдвижения на него не будет сразу давить вся добавочная тяга, это неплохо. :)

Цитировать

ЦитироватьКстати, хорошая идея. :)

 Я не уверен, что силы действующие на насадок будут его выдвигать, но уже то, что непосредственно после выдвижения на него не будет сразу давить вся добавочная тяга, это неплохо. :)

Дык исходно с картинки на какой там страницы именно это и обсуждается...

ЦитироватьНа самом деле, я думаю, что силы действующие на насадок при начале его выдвижения будут его сперва задвигать, а потом они уравновесятся.

Цитировать

ЦитироватьНа самом деле, я думаю, что силы действующие на насадок при начале его выдвижения будут его сперва задвигать, а потом они уравновесятся.

Струя газа будет эжектировать воздух из под соплового насадка.
И внешнее давление будет его выдвигать.

ЦитироватьПоскольку это будет происходить на высоте около 10 км, то можно ещё добавить скоростной напор.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНа самом деле, я думаю, что силы действующие на насадок при начале его выдвижения будут его сперва задвигать, а потом они уравновесятся.

Струя газа будет эжектировать воздух из под соплового насадка.
И внешнее давление будет его выдвигать.

"Чудес не бывает", извините. :)
 Если струя газа после сопла расширяется, то она будет давить на насадок и задвигать его обратно. :)

Цитировать

ЦитироватьПоскольку это будет происходить на высоте около 10 км, то можно ещё добавить скоростной напор.

Вы собираетесь выдвигать насадок при внешнем давлении ~0,3 атмосферы? ;)

 ИМХО это имеет смысл если насадок двухсекционный. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНа самом деле, я думаю, что силы действующие на насадок при начале его выдвижения будут его сперва задвигать, а потом они уравновесятся.

Струя газа будет эжектировать воздух из под соплового насадка.
И внешнее давление будет его выдвигать.

"Чудес не бывает", извините. :)
 Если струя газа после сопла расширяется, то она будет давить на насадок и задвигать его обратно. :)

ЦитироватьНа насадок струя газа давить не будет.

ЦитироватьБродяга а вы такое дело как перерасширеное сопло знаете?
Так тут какраз такой случай.

Цитировать

ЦитироватьНа насадок струя газа давить не будет.

Если сопло здорово перерасширенное, мы тягу потеряем, а если нет, то будет давить.

ЦитироватьХотя это не особо существенно, если выдвигать сопло на 10 километрах, это зона максимальных скоростных напоров.
 Насадок может просто раздавить. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНа насадок струя газа давить не будет.

Если сопло здорово перерасширенное, мы тягу потеряем, а если нет, то будет давить.

Перерасширение сопла здесь ни при чём. До завершения выдвижения насадка струя газа с насадком соприкасаться не будет.

Цитировать

ЦитироватьХотя это не особо существенно, если выдвигать сопло на 10 километрах, это зона максимальных скоростных напоров.
 Насадок может просто раздавить. :)

В сложенном состоянии не раздавит, а в раздвинутом раздавит? :wink:

Цитировать

ЦитироватьИнтересен момент "перехода от одного к другому", этот "тубус" тянет назад, а сопло будет толкать вперёд.
 Что-то как-то не кажется, что это вообще обойдётся без каких-то трудностей. :)

Пока тубус не улетел сопло не участвует. Тубус экранирует его от газов.

ЦитироватьКстати, по рисунку я не понял, куда он потом денется, этот "тубус". :)

Отрывается и улетает.

ЦитироватьТри дня и три страницы тому назад.

Цитировать"Бродягу несло". :roll:

ЦитироватьПоскольку это будет происходить на высоте около 10 км, то можно ещё добавить скоростной напор.

ЦитироватьА самому мышкой шевельнуть слабо? :wink:

ЦитироватьНасадок из УУКМ для двигателя 11Д58М
   
Применение насадка радиационного охлаждения из УУКМ на двигателе 11Д58М позволяет:

    *
      Снизить массу сопла на 5...7 кг
    *
      Увеличить удельный импульс на 7...8 секунд

Работы проводятся в кооперации:
ФГУП "Центр Келдыша"- научное руководство проблемой,
РКК "Энергия"- изготовление двигателя 11Д58М и
проведение огневых испытаний,
НПО "Искра"- поставка насадка радиационного охлаждения,
ЦНИИСМ- разработка и нанесение антиокислительного покрытия

Основные характеристики двигателя 11Д58М:
Компоненты топлива - кислород + нафтил,
Давление в камере сгорания 75...80 кг/см2,
Время работы - до 1200 с.
Диаметр критического сечения сопла - 84 мм,
Степень расширения сопла - 184,
Длина НРО - 700 мм.
Расчетно - экспериментальные исследования работоспособности насадка из УУКМ "Граурис", применительно к двигателю 11Д58М   

Модельные испытания

Сопоставление расчетных и экспериментальных данных
10 июня 2003 года проведен успешный запуск ракеты Зенит - SL с двигателем 11Д58М, укомплектованный насадком радиационного охлаждения из УУКМ "Граурис"

Цитировать«Создание базовых элементов и узлов разгонных блоков и двигательных установок нового поколения из перспективных конструкционных и композиционных материалов на период 2011-2013 г.» Шифр: ОКР «Качество»[/size]

Цитировать3.1.4. В состав опытных образцов базовых элементов перспективных ДУ должны входить:

   в части ЖРД 14Д23 (РД 0124А):
o   сопловой насадок;
o   тепловая изоляция;
o   рама;
o   донный экран.

   в части ЖРД РД191:
o   сопловой насадок;
o   тепловая изоляция;
o   рама.

Цитировать3.2.3. Требования по энергомассовым характеристикам:
Выигрыш в массе базовых элементов и узлов ДУ РБ и КА из перспективных неметаллических композиционных материалов по сравнению с металлическими аналогами должен составлять не менее:

-   для системы хранения (баков) компонент топлива, %   35
-   для ферм и рам из композиционных материалов, %   40
-   для стационарных сопел и НРО, %   40
-   для камер сгорания, %   40
-   для экранов радиационной защиты, %   20

Увеличение удельного импульса тяги ДУ из КМ по сравнению с традиционными аналогами и должно составлять не менее:

-   для сдвижных НРО (с учетом весового эквивалента), %   2
-   при интеграции экранов радиационной защиты с донными элементами ДУ, %   1

Удельный импульс тяги ДУ с элементами из КМ и металлическими аналогами должен определяться по Межотраслевой методике определения удельного импульса тяги ЖРД.

ЦитироватьПриращение УИ на 5 секунд за счёт этого узкого донного колечка??  :shock:
Быть того не может.

ЦитироватьSpaceR аргументируйте!

Цитироватьо щелевом сопле слышали?

Цитироватьо приросте тяги за счет эжекции?

Цитировать

ЦитироватьПриращение УИ на 5 секунд за счёт этого узкого донного колечка??  :shock:
Быть того не может.

Колечко увеличивает длину сопла в 1,4 раза.

Цитироватьhttp://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1284

Цитировать«Создание базовых элементов и узлов разгонных блоков и двигательных установок нового поколения из перспективных конструкционных и композиционных материалов на период 2011-2013 г.» Шифр: ОКР «Качество»[/size]

ЦитироватьSpaceR аргументируйте!

о щелевом сопле слышали?
о приросте тяги за счет эжекции?

Цитировать

ЦитироватьSpaceR аргументируйте!

о щелевом сопле слышали?
о приросте тяги за счет эжекции?

Ребята, какая эжекция на третьей ступени?

ЦитироватьНасколько я помню, за счет этого самого подпора на нижней поверхности сбрасываемого бака на Фрегате-СБ неожиданно (!) удалось получить прибавку импульса порядка 3 сек.
Но вообще все эти сдвижные насадки - лишние сущности, костыли и подпорки там, где уже ничего другого не помогает. Т.е. сие есьм зло.

ЦитироватьНасколько я помню, за счет этого самого подпора на нижней поверхности сбрасываемого бака на Фрегате-СБ неожиданно (!) удалось получить прибавку импульса порядка 3 сек.
Но вообще все эти сдвижные насадки - лишние сущности, костыли и подпорки там, где уже ничего другого не помогает. Т.е. сие есьм зло.

ЦитироватьОтсутствие проблем с аэроспайком откровенно повеселило.  :wink:

Цитировать«Разработка новых специальных конструкционных материалов и технологий получения из них полуфабрикатов, деталей, элементов конструкций для перспективных изделий ракетно-космической техники нового поколения с повышенными тактико-техническими характеристиками, в части формирования эрозионно-стойкой газоплотной керамики на основе нитрида бора, нитрида циркония и карбида кремния для деталей стационарных плазменных двигателей (СПД) и ЖРД». Шифр: ОКР «Материал» (Полик)

Цитировать2. Цели и задачи ОКР
2.1 Цель  работы.
Разработка новых специальных конструкционных материалов и технологий получения из них полуфабрикатов, деталей, элементов конструкций для перспективных изделий ракетно-космической техники нового поколения с повышенными тактико-техническими характеристиками, в части формирования эрозионно-стойкой газоплотной керамики на основе нитрида бора, нитрида циркония и карбида кремния для деталей стационарных плазменных двигателей (СПД) и ЖРД.
Работа в рамках ОКР  должна проводиться по направлениям:
Направление 1
Разработка унифицированных технологий газоплотного соединения теплонагруженных деталей и узлов ЖРД из УККМ C-SiC (камер сгорания, сопловых насадков, газоводов) с металлическими элементами конструкции
Направление 2  
Разработка технологического процесса получения  деталей стационарных плазменных двигателей с защитным слоем из нитрида циркония.
Направление 3  
Разработка эрозионостойкой высокотемпературной керамики на основе нитрида бора для разрядных камер стационарных плазменных двигателей  (СПД).


2.2   Задачи, решение которых обеспечивает достижение поставленной цели.
Для достижения поставленной цели в рамках ОКР необходимо решение следующих задач:

Направление 1  
2.2.1.1 Анализ типовых конструкций  ЖРД, подготовка перечня соединительных узлов, требующих замены на соединение «металл-композит». Разработка требований к соединению  «металл-композит» и конструкциям стыковочных узлов.
2.2.1.2  Разработка конструкций соединения «углерод-керамический композиционный материал (УККМ) – металл» и сборных узлов. Проведение прочностных, теплофизических, газодинамических расчетов конструкции. Разработка технологии формирования  сборных узлов.
2.2.1.3 Разработка и изготовление оснастки для отработки технологии формирования сборных узлов с соединением «УККМ-металл». Отработка технологии формирования  сборных узлов. Разработка технологического процесса.
2.2.1.4 Разработка методик испытаний: механических, тепловых, на газопроницаемость, огневых стендовых. Разработка и изготовление оснастки для проведения испытаний.
2.2.1.5  Изготовление образцов сборных узлов с соединением «УККМ-металл». Проведение испытаний. Проведение структурных исследований образцов. Корректировка технологического процесса.
2.2.1.6 Изготовление образцов камер сгорания ЖРДМТ и сопловых насадков ЖРД с узлами стыка«УККМ-металл».  Проведение испытаний. Структурное исследование образцов до и после испытаний.
2.2.1.7 Корректировка (по результатам испытаний) технологии формирования соединения «УККМ-металл» и сборных узлов. Изготовление опытных образцов сборных узлов. Проведение испытаний. Разработка технологических инструкций по изготовлению узлов стыка на камерах сгорания и сопловых насадках ЖРД. Выпуск паспорта на металло-композитные соединения различных типов.

Направление 2
2.2.2.1 Проведение патентных исследований в соответствии с ГОСТ Р.15.011-96. Выбор исходных реагентов и параметров процесса химического осаждения из газовой фазы.
2.2.2.2    Разработка КД и создание опытно-промышленной установки для нанесения  нитрид циркониевого покрытия  на тугоплавкие материалы. Разработка эксплуатационной документации.
2.2.2.3   Разработка  технологического процесса  нанесения на тугоплавкие материалы  и сплавы (молибден, вольфрам)  покрытия  из нитрида циркония. Изготовление образцов. Проведение испытаний.
2.2.2.4   Корректировка технологического процесса. Изготовление опытных образцов. Разработка программы испытаний. Проведение испытаний.  
2.2.2.5    Изготовление опытной партии деталей катода стационарных плазменных двигателей с защитным слоем из нитрида циркония. Проведение комплексных испытаний. Определение ресурсных характеристик. Разработка технологической инструкции и ТУ на детали катода.
2.2.2.6   Проведение испытаний  деталей катода с защитным слоем из нитрида циркония в условиях, имитирующих работу  стационарного плазменного двигателя.
Направление 3  
2.2.3.1 Проведение патентных исследований по методам получения эрозионостойкой высокотемпературной керамики на основе гексагонального нитрида бора в соответствии с  ГОСТ Р.15.011-96.
2.2.3.2 Разработка технологического процесса получения  высокотемпературной керамики с 90% содержанием гексагонального нитрида бора. Разработка и изготовление оснастки для формования компактных образцов керамики. Отработка режимов формирования компактных образцов.
 2.2.3.3 Изготовление опытной партии компактных образцов керамики. Проведение   комплексных испытаний. Определение микроструктуры. Определение эрозионной стойкости.
2.2.3.4  Разработка и изготовление оснастки, отработка рабочих режимов технологических операций по изготовлению заготовок разрядных камер СПД.
 2.2.3.5  Разработка технологического процесса изготовления заготовок разрядных камер СПД. Изготовление опытной партии заготовок разрядных камер СПД. Проведение испытаний.
 2.2.3.6 Разработка технических условий на компактные образцы высокотемпературной керамики и заготовки разрядных камер СПД. Разработка рекомендаций по внедрению и использованию.

3. Тактико-технические требования к изделию.
3.1 Состав изделия
Направление 1  
Элемент сборного узла ЖРД или ЖРДМТ, включающий деталь из УККМ С-SiC соединенную с  металлическим переходником.
Направление 2
Опытная партии деталей катода стационарных плазменных двигателей с защитным слоем из нитрида циркония.
 Направление 3  
Опытная партия заготовок разрядных камер СПД.


3.2. Требования назначения
Направление 1  
Должен быть разработан элемент стыковочного узла ЖРД или ЖРДМТ, включающий деталь из УККМ  С-SiC соединенную с  металлическим переходником, имеющий следующие характеристики:
- температура эксплуатации - до 800, °С;
- прочность соединения «УУКМ-металл» - e30, МПа;  
- газопроницаемость (проницаемость УККМ С-SiC)   -    d10-14 м2.
Направление 2
Защитный слой из пиролитического нитрида циркония на тугоплавкие материалы и сплавы должен обеспечивать следующие эксплуатационные характеристики деталей катода СПД:
- обеспечивать ресурс работы не менее 7000 ч
- рабочие температуры эксплуатации не менее 2300°С,
Направление 3  
Элементы изделий из эрозионостойкой высокотемпературной керамики на основе нитрида бора  должны обеспечивать работоспособность заготовок разрядных камер стационарных плазменных двигателей при следующих условиях:
- максимальная рабочая температура °С,  не менее 1900
- стойкость к термическому удару °С, не менее 250
-  теплопроводность Вт/м град,  не менее 10

Цитировать4 Технико-экономические требования
Стоимость работ не должна превышать начальной цены государственного контракта. Она может изменяться в пределах, установленных законодательством.
Создаваемая научно-техническая продукция должна отвечать требованиям российских и международных стандартов, востребована на внутреннем и внешнем рынках.

Направление 1
Разработка процесса соединения деталей из УККМ с металлическими деталями (соединения «УККМ-металл») и стыковочных узлов ЖРД или ЖРДМТ, изготовленных с использованием этого соединения должна позволить:
- снизить вес конструкции на >25 %;
- увеличить удельный импульс ЖРД и ЖРДМТ на 10 %.
- снизить себестоимость узлов на 10 %
Направление 2
         Разработка технологического процесса нанесения защитного слоя из пиролитического нитрида циркония на тугоплавкие материалы и сплавы должна обеспечить:
- объем серийного выпуска катодов-нейтрализаторов для электроракетных двигателей на пятилетний период - более 1000 шт.;
- выход годной продукции не менее 90%;
- качество и  надежность работы деталей катода СПД;
- снизить затраты на изготовление на 15-20%;
   - повысить рабочие температуры эксплуатации до 2300 °С;

Направление 3
         Разработка эрозионостойкой высокотемпературной керамики на основе нитрида бора для разрядных камер стационарных плазменных двигателей  (СПД) должна позволить:
    - повысить максимальную рабочую температуру на 25%;
    - повысить стойкость к термоудару на 50%;
    - повысить ресурс работы на 15%;
    - повысить  удельный импульс на 50%;  
    - увеличить максимальное разрядное напряжение на 65%;

ЦитироватьОСОБЕННОСТИ ОТРАБОТКИ СОПЛОВОГО НАСАДКА ИЗ УГЛЕРОД-УГЛЕРОДНОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА И УЗЛА СТЫКА С ОХЛАЖДАЕМОЙ ЧАСТЬЮ КАМЕРЫ ДВИГАТЕЛЯ

ЦитироватьСуть изобретения:    Сопло с переменной степенью расширения, используемое при создании сопловых блоков ракетных и реактивных двигателей, содержит стационарную часть и складывающийся насадок, образованный набором продольных лепестков, шарнирно соединенных со стационарной частью, и шпангоутом. Шпангоут соединен с лепестками при помощи звеньев, расположенных в радиальных плоскостях. Шарниры в стыке лепестков со стационарной частью и звеньями выполнены сферическими или карданными, а в стыке звеньев со шпангоутом - цилиндрическими с расположением оси вращения перпендикулярно соответствующим радиальным плоскостям сопла. Изобретение позволяет упростить конструкцию сопла и повысить его надежность при максимальном сокращении габаритов в осевом и радиальном направлениях. 5 ил.

Номер патента:    2198315
Класс(ы) патента:    F02K1/06
Номер заявки:   99105019/06
Дата подачи заявки:   10.03.1999
Дата публикации:   10.02.2003
Заявитель(и):   Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Автор(ы):   Соколовский М.И.; Зыков Г.А.; Лянгузов С.В.; Тодощенко А.И.
Патентообладатель(и):   Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Описание изобретения:    Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано при создании сопловых блоков ракетных и реактивных двигателей.
Применение в ракетных двигателях сопла с переменной степенью расширения, которое в транспортном положении занимает минимальные габариты, а после снятия габаритных ограничений (отделение космического аппарата от ракеты-носителя, разделение ступеней, сход с транспортно-пусковых установок и т.п.) превращается в полноразмерное сопло, позволяет решить две задачи:
- уменьшить габариты двигательной установки или (при неизменных габаритах) разместить дополнительное топливо;
- увеличить в условиях космического пространства тягу двигателя за счет использования сопла с диаметром выходного сечения, выходящим за мидель двигателя.
Один из самых эффективных способов решения этих задач реализуют сопла с лепестковыми насадками [Фахрутдинов И. Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование РДТТ: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987. - 328 с.: ил. (см.стр. 145-146)]. Однако большинство известных схем лепестковых насадков требует сложных устройств синхронного раскрытия с одновременным разворотом лепестков (см., например, там же рис.6.20). Топология складки лепестков в известных схемах, проектируемая в угоду стремлению упростить устройства раздвижки, далека от совершенства и слабо реализует потенциальные возможности уменьшения габаритов лепесткового насадка (если лепестки сложить стопкой, они будут занимать габариты и объем в десятки раз меньше, чем сложенный телескопический раздвижной секционный насадок (там же, стр.142, рис.6.14).
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является решение по заявке Японии N 58-51149 от 15.11.83 (МКИ F 02 K 9/97) "Телескопическое сопло", по которому к стационарной части сопла шарнирно присоединены продольные пластины (лепестки), образующие газовый тракт закритической части сопла. На срезе сопла лепестки шарнирами скреплены со шпангоутом. Уменьшение осевых габаритов сопла происходит за счет деформации лепестков при осевом смещении с поворотом вокруг своей оси шпангоута.
Недостатком этой схемы является деформативность лепестков. Требования деформативности в комплексе с требованиями по эрозионной и тепловой стойкости являются труднореализуемыми, приводящими к снижению надежности и усложнению конструкции.
Технической задачей настоящего изобретения является упрощение конструкции сопла и повышение его надежности при максимальном сокращении габаритов в осевом и радиальном направлениях.
Сущность изобретения заключается в том, что в известном сопле с переменной степенью расширения, содержащем стационарную часть и складывающийся насадок, образованный набором продольных лепестков, шарнирно соединенных со стационарной частью, и шпангоутом, шпангоут соединен с лепестками при помощи звеньев, расположенных в радиальных плоскостях. Шарниры в стыке лепестков со стационарной частью и звеньями выполнены сферическими или карданными, а в стыке звеньев со шпангоутом - цилиндрическими с расположением оси вращения перпендикулярно соответствующим радиальным плоскостям сопла.
Технический результат достигается за счет того, что предлагаемая топология расположения лепестков позволяет
1) выполнять лепестки в виде жестких пластин, т.е. из материалов, обладающих необходимой эрозионной и тепловой стойкостью, а также выполнять все остальные узлы и детали сопла жесткими из традиционных для подобных конструкций материалов;
2) уменьшить осевые габариты сложенного сопла при упрощении кинематики его раздвижки и соответствующем упрощении устройств раздвижки;
3) уменьшить радиальные габариты сложенного сопла за счет введения между лепестком и шпангоутом звеньев при сохранении простоты и надежности раздвижки по п.(2).
Уменьшение осевых габаритов сложенного сопла по п.(2) для простоты рассуждении первоначально будем рассматривать при условии жесткого закрепления звеньев в шпангоуте (т.е. звенья являются частью шпангоута). При этом сферические шарниры позволяют насадку, имеющему коническую (или близкую к конической) форму (см. фиг.1), при провороте шпангоута относительно стационарной части вокруг продольной оси на угол

ЦитироватьРАЗДВИЖНОЙ СОПЛОВОЙ НАСАДОК ДЛЯ ДВИГАТЕЛЕЙ I И II СТУПЕНЕЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ТЯЖЕЛОГО КЛАССА

ЦитироватьРАЗДВИЖНОЙ СОПЛОВОЙ НАСАДОК ДЛЯ ДВИГАТЕЛЕЙ I И II СТУПЕНЕЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ТЯЖЕЛОГО КЛАССА
 
Беликов Антон Александрович
Россия, г. Пермь, ОАО НПО «Искра»
baa703@iskra.perm.ru
 
Руководитель: Бондаренко Сергей Александрович
 
Дальнейшее развитие и совершенствование средств выведения космических аппаратов на  орбиту  неразрывно  связано  с повышением  энергетических  характеристик  двигателей, входящих  в  состав  маршевых  ступеней  ракет  и  разгонных  блоков.  В настоящее  время  в жидкостных  ракетных  двигателях (ЖРД)  все  чаще  стали  находить  применение  сопловые насадки  из  углеродных  композиционных  материалов,  в  том  числе  и раздвижные  насадки, поскольку  это  единственный  способ повышения  эффективности  таких  двигателей  за  счет увеличения  степени  расширения  сопла.  Все  они  разрабатывались  для двигателей  высотных ступеней.
В  течение  нескольких  лет  успешно  эксплуатируется двухсекционный  углеродный насадок двигателя 11Д58М, применяемый  в разгонном блоке РН «Зенит 3SL»,  запускаемой  в рамках  программы «Морской  старт».  Разработан,  отработан  и готов  к  практическому применению раздвижной вариант этого насадка.
За  рубежом  верхняя  ступень  ракеты-носителя (РН) «Delta IV», представленная двигателем  фирмы Pratt & Whitney «RL10B-2», оснащена  крупногабаритным  раздвижным сопловым  насадком  из углеродного  композиционного  материала  производства  компании Snecma, добавляющим дополнительно около 30 секунд удельного импульса [1, 2].
Настоящая  работа  представляет  новую  ступень  в  истории применения  раздвижных сопел. Впервые  ставится  задача повышения  эффективности  ракеты-носителя  тяжелого  класса за счет применения раздвижных сопел на двигателях стартовых ступеней, работающих в более тяжелых условиях, чем высотные двигатели.
Предпосылками  создания  насадка  является  более  чем тридцатилетний  опыт  НПО «Искра»  в  разработке,  отработке  и успешной  эксплуатации  раздвижных  сопел  ракетных двигателей  на  твердом  топливе (РДТТ)  в  составе  ракетных  комплексов стратегического назначения  наземного  и  морского  базирования.  В  настоящее  время  решены  теоретические вопросы,  связанные  с  созданием  расчетно-методического  и  программного  обеспечения, которое  необходимо  для проектирования  раздвижных  сопел,  решены  не  менее  сложные вопросы по разработке и отработке конструкций узлов фиксации,  герметизации, конструкций насадков, приводов  выдвижения,  созданы  и  внедрены  новые  материалы, созданы промышленная и экспериментальная базы.
Наибольшую  эффективность  от  внедрения  раздвижных  насадков  удалось  получить  в последние  годы  благодаря  широкому применению  композиционных  материалов,  особенно класса «углерод-углерод».  Более  того,  применение  этих  материалов  позволило  начать использование раздвижных насадков в конструкциях ЖРД космического назначения.
Спроектированные  раздвижные  сопловые  насадки  размещаются на  двигателе центрального  блока  РН,  который  функционирует при  работе  обеих  ступеней,  а  также двигателях четырех периферийных блоков первой ступени, размещенных по «пакетной» схеме.
На  первой  ступени  работают  пять  двигателей,  впоследствии боковые  блоки  сбрасываются,  а центральный двигатель с насадком продолжает работу в составе второй ступени (рисунок 1).

(http://s014.radikal.ru/i328/1106/84/4d0b6f598bcf.jpg)
Рисунок 1 – Раздвижной сопловой насадок для двигателей I и II ступеней РН тяжелого класса
 
Проектирование насадка связано с рядом особенностей:
  раздвижка  насадков  происходит  в  процессе  работы двигателя  и  не  сразу  после включения,  а  на  высоте  порядка  четырех  километров,  так  как  до  этого  момента применение соплового насадка не дает эффективности;
  одновременно раздвигаются насадки на всех пяти блоках РН;
  высокие значения аэродинамических нагрузок;
  высокие тепловые нагрузки из-за режима работы двигателей I, II ступеней и РН в целом;
  ограничения  по  ударным  нагрузкам  при  фиксации, связанные  с  конструктивными особенностями жидкостных ракетных двигателей;
  вопросы,  связанные  с конструктивными особенностями, такие как установка насадка на готовое  сопло  камеры,  учет расположения  узлов  системы  охлаждения  камеры, необходимость предстартового обслуживания двигателя и др.;
  необходимость специального привода раздвижки.
 
Высокие  требования,  которые  предъявляются  к  энерго-массовым характеристикам двигателей,  предполагают  применение конструкционных  материалов,  работающих  при температурах до 3600 °С.
Углерод-углеродные  композиционные  материалы (УУКМ) благодаря их  уникальной сопротивляемости термоудару, термической, химической и эрозионной стойкости находят все более широкое применение  в  ракетно-космической  технике  для  наиболее теплонапряженных деталей газового тракта сопел РДТТ и сопловых насадков ЖРД.
В настоящее время для повышения жаростойкости и окислительной стойкости УУКМ раструбов  насадков  отрабатывается  технология нанесения  различных  защитных  покрытий, которые  также  могут быть  использованы  при  изготовлении  раструбов.  Хотя  покрытие на основе SiC  обеспечивает  защиту  рабочей  поверхности  от уноса,  однако  при  нанесении покрытия  происходит  повреждение армирующего  каркаса,  что  приводит  к  некоторому снижению прочности основного (защищаемого) материала.
Перспективными  конструкционными  материалами  для  деталей сопловых  насадков являются  углерод-карбидкремниевые композиционные  материалы (УККМ),  изготавливаемые путем высокотемпературного парофазного силицирования.
Из  условий  действующих  нагрузок,  агрессивности  рабочей среды,  эрозионной  и химической стойкости соплового насадка при работе первой ступени РН, большинство УУКМ полностью не обеспечивали предъявляемые к материалу требования. В итоге выбор остановлен на углерод-карбидкремниевом материале с насыщением карбидом кремния.
Конструктивно  сопловой  насадок  представляет  собой  отдельную  сборку  и  состоит  из выдвигаемого  насадка,  механизма выдвижения  насадка  в  рабочее  положение,  привода механизма  выдвижения,  элементов  фиксации  сложенного  и  рабочего  положений  насадка,  а также узла крепления насадка к камере двигателя (рисунок 2).
Диаметр среза насадка составляет 1700 мм, ход выдвигаемой части – 600 мм.

(http://s42.radikal.ru/i096/1106/1d/e016b985c78a.jpg)
Рисунок 2 – Раздвижной сопловой насадок в рабочем положении
 
Механизм  выдвижения  насадка  представляет  собой  замкнутую  силовую  систему, которая  воспринимает  нагрузки,  возникающие  при  работе  двигателя,  и  обеспечивает направленное,  бесперекосное  выдвижение  насадка.  Механизм  конструктивно  состоит  из силового  набора,  включающего  в  себя  пантографы,  кронштейны  их  крепления,  реечные направляющие и неподвижный силовой цилиндр, на котором закреплены звенья пантографов, направляющие и привод механизма выдвижения.
Пантограф – это  двузвенный  механизм,  звенья  которого  шарнирно  соединены  между собой.  Одно  звено  пантографа  крепится  к  шпангоуту  выдвигаемого  насадка,  а  другое – к неподвижному силовому цилиндру. Материал звеньев – алюминиевый сплав.
Неподвижный  силовой  цилиндр  выполнен  в  виде  тонкостенной  цилиндрической оболочки и  закреплен на кольцевом шпангоуте узла крепления к камере двигателя. Материал направляющих  и  силового  цилиндра –  высокомодульный  углепластик.  На  направляющих установлены пироболты фиксации насадка в сложенном положении.
В  разложенном (рабочем)  положении  насадок  фиксируется  с  помощью  цанг,  а  для смягчения  ударных  нагрузок  при  фиксации  и  для  уплотнения  стыка  в  рабочем  положении применен демпфирующий элемент.
В  зафиксированном  на  цангах  положении  выдвигаемый  насадок  находится  в  течение всего времени работы двигателя.
Из  условий  действия  больших  внешних  нагрузок  и  низких значений  допустимых ударных  нагрузок  при  фиксации, необходимо  регулировать  скорость  насадка  в  процессе движения, так как в противном случае ударные нагрузки при фиксации могут достигнуть более 100  тонн. В  процессе  движения  насадка необходимо  сдерживающее  усилие,  а  для  надежной фиксации насадка в конце пути раздвижки требуется дополнительное усилие. Эти усилия могут быть обеспечены введением в конструкцию насадка специального привода раздвижки.
Предлагаемый  привод  раздвижки  насадка  представляет  собой  объемный гидродвигатель, состоящий из четырех силовых гидроцилиндров с прямолинейным движением поршней. Корпуса гидроцилиндров установлены на неподвижном силовом цилиндре насадка с помощью карданных шарниров крепления. Штоки поршней связаны с выдвигаемым насадком через  шарнирные  соединения.  Для  сокращения  габаритов  конструкции  гидроцилиндры выполнены телескопическими, с двумя движущимися поршнями каждый.
В  качестве  источника  давления  в  напорной  линии  гидропривода (для  создания потребного  усилия  привода  раздвижки)  предлагается  использовать  отбор  мощности  от магистрали подачи горючего двигателя.
Для  обеспечения постоянной  скорости движения поршней  гидроцилиндров (а  с ними, соответственно,  выдвигаемого насадка) независимо от действующих  значений осевых усилий предлагается  использовать  регуляторы  расхода,  устанавливаемые  в  сливную  линию гидропривода.
Раздвижка насадка осуществляется в следующем порядке:
- после  подачи  команды  срабатывает  механизм  фиксации  насадка  в  сложенном положении и включается подача рабочей жидкости в гидроцилиндры;
- насадок под действием осевых сил начинает движение;
- выдвижение  насадка  за  счет  регуляторов  расхода осуществляется  с  постоянной скоростью, при этом ожидаемая скорость выдвижения составит порядка 0,3 м/с;
- в  конце  пути  выдвижения  с  помощью  гидропривода происходит  обжатие  цанг, деформация  демпфера  и  фиксация  насадка  на  цангах,  после  чего  давление  из  напорной магистрали гидроцилиндров может быть сброшено.
Изменение  газодинамического  усилия  по  ходу  выдвижения  насадка  представлено  на рисунке 3.

(http://s51.radikal.ru/i132/1106/db/30874e2ce3a3.jpg)
Рисунок 3 – Изменение газодинамического усилия по ходу движения насадка
 
При  выборе  варианта  конструкции  привода  выдвижения  насадка  были  рассмотрены приводы,  которые  используются  в конструкциях  раздвижных  сопел  РДТТ  и  ЖРД.  Это электромеханический  привод,  газодинамический (за  счет  истекающей  струи  продуктов сгорания),  однако  применение  их  для  данного  насадка  сопряжено  с  рядом  особенностей, которые делают их применение нецелесообразным.
Применение  электромеханического  привода  требует  установки  на  борту электрооборудования  с  характеристиками  по  току I = 200 А,  мощностью 4  кВт  для  участка фиксации.  При  этом  привод  в  режиме  выдвижения  насадка  должен  обладать  свойствами самотормозящего  механизма,  что,  в  свою  очередь,  требует  применения  кинематической передачи «винт-гайка»  с  устройствами  синхронизации.  При  этом  весьма  актуальным становится  вопрос  обеспечения  защиты  кинематической  передачи  от  теплового  и механического воздействия продуктов сгорания в момент старта ракеты.
Использование  газодинамического  привода  из-за  невозможности  регулирования движущей силы в процессе выдвижения насадка приводит к значительным (± 100 тс) ударным нагрузкам, при  этом направляющий механизм,  взаимодействующий  с  газовой  струей, должен быть  сброшен после  завершения процесса раздвижки. Еще одним из недостатков  этой  схемы является необходимость отработки процесса раздвижки на летных испытаниях при совместном действии внешних аэродинамических и внутренних газодинамических сил.
Применение  автономных  источников мощности,  например,  газогенераторов,  баллонов со сжатым газом и т.д. существенно усложнит и повысит стоимость конструкции раздвижного насадка в целом. Поэтому отбор мощности от напорной магистрали горючего с использованием принципа  поддержания  постоянного  расхода  позволяет  решить  главную  задачу  по  отработке привода –  это  возможность  отработки  процесса  раздвижки  насадка  автономно  в  цеховых условиях.
Основные элементы раздвижного соплового насадка представлены на рисунке 4.

(http://s006.radikal.ru/i214/1106/08/a5d0c9354b04.jpg)
Рисунок 4 – Элементы раздвижного соплового насадка
 
Из анализа теплового состояния насадка следует, что наиболее критичными по времени работы  на  максимальном  давлении  являются  условия  работы  насадка I  ступени  при  отрыве охлаждающей завесы в пограничном слое. Температура газа в пограничном слое в этом случае составляет порядка 3550 К по длине насадка.
Расчеты показали, что на момент раздвижки температура по длине насадка составляет порядка 900 °С.  Стационарный  режим  нагрева  насадка  реализуется  на 100 с  при  этом максимальная  температура  рабочей  поверхности  насадка  составляет  порядка 2000 °C.
Распределение  поля  температур  в  заделке  насадка  на двухсотой  секунде  работы  показано  на рисунке 5.

(http://s40.radikal.ru/i089/1106/9e/3497d02f1c16.jpg)
Рисунок 5 – Поле температур в заделке насадка на 200 с

Из сравнения результатов тепловых расчетов сопла с насадком и без него следует, что наличие  насадка  повышает  температуру выходной  части  охлаждаемого  сопла  на 400 °С (рисунок 6).

(http://s007.radikal.ru/i302/1106/13/8e250f407fb3.jpg)
Рисунок 6 – Максимальная температура концевой части среза сопла ЖРД при работе  с насадком и без него
 
Опыт  отработки  сопел  РДТТ  и  ЖРД  с  насадками  из  УУКМ  показал,  что  одним  из показателей влияющим на работоспособность насадков является величина уноса материала.
По предварительным оценкам можно ожидать, что ожидаемый унос материала раструба насадка  на  максимальном  режиме  составит 0,82 мм.  При  работе  на  номинальном  режиме ожидаемая  величина  уноса  составит 0,47 мм.  Из  расчетов  следует,  что  при  сохранении тепловой завесы максимальный унос материала составляет 0,5 мм на максимальном режиме и 0,19 мм на номинальном режиме (рисунок 7).
 
(http://s39.radikal.ru/i083/1106/1c/c608941c1c32.jpg)
Рисунок 7 – Изменение величины уноса материала по длине насадка

В  результате  проведенных  работ  показана  возможность  создания  раздвижного соплового  насадка  для  двигателей I  и II  ступеней  ракеты-носителя  тяжелого  класса. Определены  пути  решений  вопросов,  связанных  с  выбором  конструкции  основных  узлов насадка,  выбором материалов  основных  его  элементов и подтверждением работоспособности насадка в составе двигателей стартовых ступеней РН.
 
Список литературы

1.  Статья «Сопловые  насадки  из  высокотемпературных  композитных  материалов,  испытанная  и эффективная  технология  для  улучшения  технических  характеристик жидкостного  ракетного  двигателя верхней  ступени», 43-я  совместная  конференция  и  выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE 8-11  июля 2007 года, Цинциннати, Огайо, США.

2.  Статья «Расширение возможностей ракет», журнал Aerospace America, июнь 1999 года.

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/64185.jpg) (http://s15.radikal.ru/i188/1106/e4/443b9352cd39.jpg)

ЦитироватьДля РБ это допустимо.

Цитировать(http://s40.radikal.ru/i089/1106/9e/3497d02f1c16.jpg)
Рисунок 5 – Поле температур в заделке насадка на 200 с

Цитировать

ЦитироватьДля РБ это допустимо.

Угум.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДля РБ это допустимо.

Угум.

В приведенной Вами цитате я сказал, отвечая Вовану, что выдвижение насадка до пуска двигателя допустимо для РБ. Что не так? Край сопла прогреется до пуска ЖРД?

ЦитироватьБродил по МАКСУ 19-го.
Фотографировал подряд, что нравится и что не нравится.
Фотоотчет без редактирования выложил здесь http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/album/166733/

Цитировать

ЦитироватьА сопловые насадки радиационного охлаждения из УУКМ ставить не планируют?
Келдыши на МАКСе-2011 писали, что таким путём можно около 70 кг сухой массы сэкономить.

Тоже нет. Насадки из УУКМ и донный экран, это личная фишка Губертова, идущая еще из тех времен, когда уважаемый институт имел неосторожность официально написать, что заявленной величины удельной - 359 единиц, получить невозможно (был в истории ИЦК такой эпизод - в начале 2000х). Бывает, ошиблись.  :) Насадок, вместо "сопла нижнего" не получится потому, что:
1.Это новая конструкция камеры (нужно время и средства на отработку).
2.Часть сопла оказывается над теплозащитой (в смысле рядом с основными агрегатами двигателя). Углерод хорошо "светится" и нужно предпринимать специальные меры для защиты агрегатов от радиационного нагрева.
В общем овчинка выделки не стоит.
Донный экран (такая хитрая хрень призванная минимизировать потери от работы сопла на режиме сильного недорасширения (0,054 кг/см2 на срезе сейчас)) по оценкам ИЦК даст прибавку в 5 - 7 единиц. Но, это минимум два двигателя плюс в программу отработки, только на отработку вибропрочности (а деньги (миллионов 150) у Вас есть?)   :) , при отсутствии стендовой базы для экспериментальной проверки такого конструктивного решения. Был альтернативный вариант КБХА по снижению массы - замена конструкционного материала арматуры крепления, части арматуры питания и теплозащиты на композиты. Это решение  экономило 50-60 кг массы. но...требовало те же два движка на отработку вибропрочности, какие-то деньги на автономную отработку агрегатов и, объективно, существенно увеличивало стоимость изделия. А она и так не маленькая. В общем, это решение неплохо проработано, но пока отложено.

Цитировать2. Цели и задачи ОКР.
        2.1  Цель  работы
•   разработка новой непрерывной промышленной технологии  производства жаропрочных эрозионностойких теплозащитных углеродных волокнистых материалов (УВМ) из  гидратцеллюлозных волокон типа  «Урал», технического предложения и комплекта рабочей  конструкторской документации на изготовление оборудования  высокоскоростной  промышленной линии по производству углеродных нитей, лент и тканей  общей  производительностью  до 60 тонн в год;
•   разработка эскизных проектов, рабочей  конструкторской документации с литерой «О1» и изготовление оборудования опытной линии для производства углеродных нитей и лент с повышенными на 15-30%   прочностными  характеристикам и  жаростойкостью, наработка и испытания опытных образцов УВМ, разработка технологического регламента на процесс получения УВМ.

Цитировать2.1  Цель ОКР

Целью работы является разработка промышленной технологии изготовления трехмерных цельнотканых оболочек из углеродных волокон нового поколения с улучшенными свойствами отечественного производства для насадков радиационного охлаждения и теплозащитных поверхностей корпусов ракет-носителей с целью повышения эксплуатационных характеристик.
 
  2.2 Задачи ОКР

         2.2.1 Проведение патентных исследований по способам изготовления трехмерных цельнотканых оболочек из углеродных волокон в соответствии с ГОСТ Р.15.011-96 СРПП «Патентные исследования. Содержание и порядок проведения».
2.2.2 Разработка технологии изготовления трехмерных цельнотканых оболочек (каркасов) из существующих нитей УКН отечественного производства. Изготовление образцов материалов для ТЗП и НРО. Проведение испытаний. Выпуск технологических инструкций. Разработка исходных данных на углеродные высокопрочные нити нового поколения с улучшенными физико-механическими и текстильными свойствами.
2.2.3 Разработка технологии изготовления углеродных нитей нового поколения с улучшенными физико-механическими и текстильными свойствами. Изготовление образцов углеродных нитей. Проведение испытаний. Выпуск технологических инструкций.
2.2.4 Разработка технологического процесса изготовления углеродных нитей нового поколения с улучшенными физико-механическими и текстильными свойствами. Разработка рекомендаций по аппретированию и шлихтованию нитей. Изготовление опытной партии. Проведение испытаний. Разработка ТУ на нити нового поколения.
2.2.5. Разработка технологического процесса изготовления трехмерных цельнотканых оболочек (каркасов) на основе углеродных нитей нового поколения. Изготовление опытных об-разцов.
          2.2.6 Разработка РКД. Разработка технологических процессов изготовления углепластиковых материалов для ТЗП и УУКМ для НРО на основе трехмерных цельнотканых оболочек (каркасов). Изготовление опытных образцов. Проведение испытаний. Присвоение РКД литеры «О».
          2.2.7 Проведение приемочных испытаний. Корректировка РКД по результатам испытаний. Присвоение литеры «О1».

   3  Требования к выполнению работ

3.1   Состав НТП

- технологический процесс изготовления углеродных нитей нового поколения;
- технологический процесс изготовления трехмерных цельнотканых оболочек (каркасов) на основе углеродных волокон нового поколения;
- технологические процессы изготовления углепластиковых материалов для ТЗП и УУКМ для НРО на основе трехмерных цельнотканых оболочек (каркасов);
-  опытная партия углеродных нитей нового поколения;
- опытные образцы ТЗП и НРО на основе трехмерных цельнотканых оболочек (каркасов);
-  РКД с литерой «О1».

3.2. Требования назначения

3.2.1.  Углеродные нити нового поколения должны обладать следующими свойствами:
 
- линейная плотность, текс   200-1200
- число филаментов     3000-12000
- номинальная плотность нити, текс     195-580
- удельная разрывная нагрузка при разрыве петлёй, сН/текс     
 не менее  20,0
- удлинение при разрыве, в    не менее  0,8
- массовая доля аппрета, в      2,0-5,0
- количество кручений     50-60

- прочностные характеристики филамента нити, ГПа:  
Ср  не менее  4,0
Ер  180-250

- массовая доля углерода, в %     97,0-98,0
- диаметр филаментов, мкм     5,5-6,0
- температура обработки волокна, оС     не менее 1800
- удельная разрывная нагрузка нити, сН/текс    не менее  65,0
- плотность, г/см3     1,72-1,75
- поверхностная обработка волокна      ЭХО

   3.2.2  Композиционные материалы для изготовления деталей корпусов ракет-носителей должны иметь следующие характеристики:

  - углерод-углеродные (УУКМ) материал-детали (оболочки) для НРО:
            открытая пористость, %   ............................  не более  12;
            плотность объемная, г/см3  ..........................  не менее  1,55;
            предел прочности при  растяжении
            в направлении образующей, МПа  .................  не менее  120;
            предел прочности при  сжатии  
            в кольцевом направлении, МПа  ...................  не менее  170;
            среднетемпературный коэффициент
            линейного термического расширения
            вдоль образующей, в диапазоне
            температур (20 – 2000)

ЦитироватьРегулирование высотности сопла с большой степенью расширения

УДК 629.7.036.54

В.В. Семенов

Предложен способ существенного повышения эффективности работы высотного сопла в земных условиях путем регулирования его высотности за счет устройства кольцевой щели на сверхзвуковой части. Приводятся результаты испытаний щелевого сопла на дифференциальной установке на режимах перерасширения. Показано, что результаты огневых испытаний щелевого сопла хорошо совпадают с экспериментальными данными, полученными при холодных его продувках сжатым воздухом. Определены оптимальные размеры кольцевой щели и ее местоположение на сверхзвуковой части круглого сопла. Установлено, что при организации нескольких кольцевых щелей в сверхзвуковой части высотного сопла диапазон изменения внешнего давления, при котором сохраняется положительный эффект, значительно расширяется.

Текст статьи
http://www.mai.ru/science/trudy/articles/num1/article3/page1.htm

ЦитироватьЭто как я понимаю Зенит-SLB

Странно что насадок продолжают применять. У руководителей РКК Энергии бытует мнение что изготовление такого насадка стоит дороже чем он приносит в кг на ГСО пересчитанных на деньги.

Цитировать«РТ-Химкомпозит» разработал уникальные композиты для ракетного двигателя

06.05.2013

Холдинговая компания «РТ-Химкомпозит» разработала композиционные материалы для сопла ракетного двигателя.

Специалисты предприятия «ГНИИХТЭОС», входящего в холдинг «РТ-Химкомпозит», разработали композитные материалы для сопловых насадок ракетного двигателя, которые планируется запустить в серийное производство.

«В связи с успешно проведенными испытаниями композиционных сопловых насадок, возможно, в ближайшем будущем, все ракеты «Ангара» будут оснащены продукцией нашего холдинга», - отметил генеральный директор холдинга «РТ-Химкомпозит» Сергей Сокол.

В настоящее время сопловые насадки изготавливаются из охлаждающейся высоколегированной стали. Уникальность разработки холдинга в том, что композитные насадки не охлаждаются, легче стальных аналогов и выдерживают температуру ракетных газов.

Отметим, что холдинг «РТ-Химкомпозит» уже более 15 лет участвует в проектах создания ракет-носителей «Ангара».

ЦитироватьSalo пишет:
«В связи с успешно проведенными испытаниями композиционных сопловых насадок, возможно, в ближайшем будущем, все ракеты «Ангара» будут оснащены продукцией нашего холдинга», - отметил генеральный директор холдинга «РТ-Химкомпозит» Сергей Сокол.

В настоящее время сопловые насадки изготавливаются из охлаждающейся высоколегированной стали. Уникальность разработки холдинга в том, что композитные насадки не охлаждаются, легче стальных аналогов и выдерживают температуру ракетных газов.

Цитироватьanik пишет:
http://ihst.ru/files/pdfs/Korolevskie-chteniya-2015-Materialy.pdf

ФОРСИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ 14Д21 РАКЕТЫ «СОЮЗ-2»
В.В. Семенов (МАИ) Semenov@mai.ru
В.К. Чванов (НПО Энергомаш) energo@online.ru
И.Э. Иванов (МГУ) ivanovmai@gmail.com
В.В. Фёдоров (НПО Энергомаш) energo@online.ru
Работа посвящена актуальной проблеме увеличения массы полезного груза, доставляемого на околоземную орбиту ракетой - носителем «Союз-2». Этого можно добиться посредством форсирования по давлению четырёхкамерного двигателя 14Д21 центрального блока ракеты «Союз-2».
Двигатель 14Д21 с тягой в пустоте Pп = 87 тс, работающий при давлении в камерах сгорания рк = 55,5 кг/см2, установлен на 2-ой ступени ракеты, при этом начинает работать "с земли" – одновременно с двигателями 1-ой ступе-ни. Таким образом, он как двигатель 1-ой ступени работает с перерасширением потока газа в соплах (с потерями тяги), а как двигатель 2-ой ступени – с недорасширением потока, т.е. с "недобором" тяги.
В работе предлагается повысить давление в камерах сгорания двигателя 14Д21 на 10 %, т.е. давление поднять до 60 атм. (до допустимого по конструкции), при этом для снижения потерь тяги из-за недорасширения газа при работе двигателя на высоте сопла камер снабдить общим круглым насадком.
При установке общего насадка к реактивным соплам двигателя на стыке сопло – насадок образуется естественный излом контуров, что приводит при работе двигателя в плотных слоях атмосферы к принудительному, раннему отрыву потока газа от срезов сопел. Благодаря отрыву в соплах уменьшается перерасширение потока (насадок как бы отсутствует), и они работают близко к расчётному режиму. При работе двигателя в верхних слоях атмосферы (снижении внешнего давления) скачок уплотнения со срезов сопел перехо-дит на кромку насадка (насадок начинает функционировать) и сопло становится высотным.
В работе приводятся результаты расчетов тяговых характеристик двигателя 14Д21, снабженного общим насадком, по всей высоте траектории поле-та ракеты. Прирост тяги на земле за счет форсирования составил ΔР ≈12 %, а на высоте только за счет общего круглого насадка – ΔР ≈ 2 % (в сумме ΣР ≈ 14%).

Цитировать(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/52263)Salo пишет:

Цитироватьanik пишет:
 http://ihst.ru/files/pdfs/Korolevskie-chteniya-2015-Materialy.pdf

ФОРСИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ 14Д21 РАКЕТЫ «СОЮЗ-2»
В.В. Семенов (МАИ) Semenov@mai.ru
В.К. Чванов (НПО Энергомаш) energo@online.ru
И.Э. Иванов (МГУ) ivanovmai@gmail.com
В.В. Фёдоров (НПО Энергомаш) energo@online.ru
Работа посвящена актуальной проблеме увеличения массы полезного груза, доставляемого на околоземную орбиту ракетой - носителем «Союз-2». Этого можно добиться посредством форсирования по давлению четырёхкамерного двигателя 14Д21 центрального блока ракеты «Союз-2».
Двигатель 14Д21 с тягой в пустоте Pп = 87 тс, работающий при давлении в камерах сгорания рк = 55,5 кг/см2, установлен на 2-ой ступени ракеты, при этом начинает работать "с земли" – одновременно с двигателями 1-ой ступе-ни. Таким образом, он как двигатель 1-ой ступени работает с перерасширением потока газа в соплах (с потерями тяги), а как двигатель 2-ой ступени – с недорасширением потока, т.е. с "недобором" тяги.
В работе предлагается повысить давление в камерах сгорания двигателя 14Д21 на 10 %, т.е. давление поднять до 60 атм. (до допустимого по конструкции), при этом для снижения потерь тяги из-за недорасширения газа при работе двигателя на высоте сопла камер снабдить общим круглым насадком.
При установке общего насадка к реактивным соплам двигателя на стыке сопло – насадок образуется естественный излом контуров, что приводит при работе двигателя в плотных слоях атмосферы к принудительному, раннему отрыву потока газа от срезов сопел. Благодаря отрыву в соплах уменьшается перерасширение потока (насадок как бы отсутствует), и они работают близко к расчётному режиму. При работе двигателя в верхних слоях атмосферы (снижении внешнего давления) скачок уплотнения со срезов сопел перехо-дит на кромку насадка (насадок начинает функционировать) и сопло становится высотным.
В работе приводятся результаты расчетов тяговых характеристик двигателя 14Д21, снабженного общим насадком, по всей высоте траектории поле-та ракеты. Прирост тяги на земле за счет форсирования составил ΔР ≈12 %, а на высоте только за счет общего круглого насадка – ΔР ≈ 2 % (в сумме ΣР ≈ 14%).

ЦитироватьГость 22 пишет:
 http://www.lpre.de/resources/patents/RU2140005.pdf
(http://s46.radikal.ru/i111/0901/ec/5d60511060c9.jpg)

ЦитироватьTDMS пишет:

ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
11Д57М - раздвижение соплового насадка на струе. Вполне получилось. Только увы не летало.

В одном из номеров НК описывалась система раздвижения такого насадка. Основная идея заключалась в том, что внутри насадка устанавливали цилиндрическую проставку. Трение о неё газа порождало силу, которая и вытягивала насадок.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Давно получилось, уж 40 лет как: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic8944/message519448/#message519448

Спасибо!

ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Для РД-0120 в своё время рассматривали вставку в основное сопло высокого расширения неохлаждаемого насадка малого расширения.

А какой был принцип извлечения насадка? Выгорание или что-то типа того что я нарисовал? (Идея в том, что насадки меньшего диаметра впресовываются в основное сопло. Но между насадком и соплом используется сплав, который быстро расплавляется при отключении охлаждения (тут только надо будет стравить остатки компонента топлива, которым производилось охлаждение). Для гражданского применения не очень - на оленеводов и грибников вставки падать будут, но для брутальных ракет, может и пригодится идея.
(http://my-files.ru/Download/ji2i3v/%D0%A1%D1%85%D0%B5%D0%BC%D0%B0%20%D0%BF%D0%B5%D1%80%D0%B5%D1%80%D0%B0%D1%81%D1%88%D0%B8%D1%80%D0%B5%D0%BD%D0%BD%D0%BE%D0%B3%D0%BE%20%D1%81%D0%BE%D0%BF%D0%BB%D0%B0.png)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Для РД-0120 в своё время рассматривали вставку в основное сопло высокого расширения неохлаждаемого насадка малого расширения.

TDMS пишет:
А какой был принцип извлечения насадка? Выгорание или что-то типа того что я нарисовал? (Идея в том, что насадки меньшего диаметра впресовываются в основное сопло. Но между насадком и соплом используется сплав, который быстро расплавляется при отключении охлаждения (тут только надо будет стравить остатки компонента топлива, которым производилось охлаждение). Для гражданского применения не очень - на оленеводов и грибников вставки падать будут, но для брутальных ракет, может и пригодится идея.

Александр Хороших пишет:
Судя по схеме, гидроцилиндром. Вот здесь та схема: http://lpre.de/kbkha/RD-0120/index.htm
раздел "Сопло с компенсацией потерь от перерасширения"
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39138.jpg)

mihalchuk пишет:
Была такая идея, и, насколько я помню, был куплен французский патент. Вставной насадок удерживала, а потом и выводила из сопла специальная механическая конструкция, которая затем отцеплялась сама. И всё это должно было происходить в струе двигателя. Такой насадок работает недолго, секунд 40-50, и потому он - абляционный. До грибников не долетит, ИМХО. Идея известная, но американцы ей не воспользовались.

TDMS пишет:
Вот же блин. Сколько всего напридумано, но не используется. Эффект несоразмерен надежности? Или ее (надежность) и оценить нельзя, потому что до ЛКИ ничего не было доведено?

А в РД-0120, кстати что должно быть "залито" в гидравлическую схему, чтобы это работало в струе? Какой-нибудь металл?

Или там только радиационный нагрев и температура более-менее изученная?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьTDMS пишет:

А в РД-0120, кстати что должно быть "залито" в гидравлическую схему, чтобы это работало в струе? Какой-нибудь металл?

Александр Хороших пишет:

Двигателисты на расплавленный металл никогда не решаться.
Как вариант - проток через гидроцилиндр масла, охлаждаемого в теплообменнике.
Или можно поршень в цилиндре удерживать штоком, а когда надо вытащить эту лабуду из основного сопла подавать под поршень газ от пиропатрона. Газ давит на поршень, тот срезает шток и своим ходом выталкивает сопло малого расширения.
пиропатрон естественно располагается в комфортным условиях подальше от струи газов.
Ну, это так, мои фантазии.

m-s Gelezniak пишет:

До окон в закритической части чуть-чють недотянули.
  :)  

Александр Хороших пишет:

Можно поподробнее?

m-s Gelezniak пишет:

Не, пока помучайтесь.  :)  
Это не самое лучшее решение, но всё же.
К слорву, в том месте "гидро(пневмо)цилиндр)", нежилец.

Александр Хороших пишет:

Если с протоком жидкости - жилец. Ну или пиропатроном.
Температура большая - так нагрузки невелики, вытянет.

m-s Gelezniak пишет:

При неравномерности расплавления "припоя", может произойти перекос при отделении и как следствие повреждение закритической части.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьАлександр Хороших   пишет:
А чего вообще за окна-то? Как на А-12/СР-71? Эжекция воздуха сверхзвуковой струёй?..

m-s Gelezniak пишет:
Вдув.
А так развлекайтесь. там и охлождаемые есть:
 https://www.google.com/search?q=%D1%80%D0%B5%D0%B3%D1%83%D0%BB%D0%B8%D1%80%D1%83%D0%B5%D0%BC%D1%8B%D0%B9+%D1%81%D0%BE%D0%BF%D0%BB%D0%BE&rls=com.microsoft%3Aru%3AIE-SearchBox&oe=UTF-8&rlz=1I7VASV_ruRU554&gfe_rd=cr&gws_rd=ssl&hl=ru&tbm=isch&oq=&gs_l (https://www.google.com/search?q=%D1%80%D0%B5%D0%B3%D1%83%D0%BB%D0%B8%D1%80%D1%83%D0%B5%D0%BC%D1%8B%D0%B9+%D1%81%D0%BE%D0%BF%D0%BB%D0%BE&rls=com.microsoft%3Aru%3AIE-SearchBox&oe=UTF-8&rlz=1I7VASV_ruRU554&gfe_rd=cr&gws_rd=ssl&hl=ru&tbm=isch&oq=&gs_l) =


 https://www.google.ru/search?q=%D1%80%D0%B5%D0%B3%D1%83%D0%BB%D0%B8%D1%80%D1%83%D0%B5%D0%BC%D1%8B%D0%B9+%D1%81%D0%BE%D0%BF%D0%BB%D0%BE+%D1%81+%D1%86%D0%B5%D0%BD%D1%80%D0%B0%D0%BB%D1%8C%D0%BD%D1%8B%D0%BC+%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%BE%D0%BC&rls=com.microsoft%3Aru%3AIE-SearchBox&oe=UTF-8&rlz=1I7VASV_ruRU554&gfe_rd=cr&gws_rd=cr&hl=ru&tbm=isch&oq=&gs_l (https://www.google.ru/search?q=%D1%80%D0%B5%D0%B3%D1%83%D0%BB%D0%B8%D1%80%D1%83%D0%B5%D0%BC%D1%8B%D0%B9+%D1%81%D0%BE%D0%BF%D0%BB%D0%BE+%D1%81+%D1%86%D0%B5%D0%BD%D1%80%D0%B0%D0%BB%D1%8C%D0%BD%D1%8B%D0%BC+%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%BE%D0%BC&rls=com.microsoft%3Aru%3AIE-SearchBox&oe=UTF-8&rlz=1I7VASV_ruRU554&gfe_rd=cr&gws_rd=cr&hl=ru&tbm=isch&oq=&gs_l) =

Александр Хороших пишет:

Ааа... Тогда уж сопло внешнего расширения. :)

m-s Gelezniak   пишет:
Необязательно.

Александр Хороших пишет:

Тепловые потоки в стенку у ЖРД будут повыше, чем в ТРД. И сделать регулируемое сопло для ЖРД... Ну. судя по тому, что никто не предлагает - идея того не стОит.
Центральное тело - вполне вариант, но там свои трудности.
П. С. лично мне, повторюсь, нравится сопло внешнего расширения. Если хладоресурса одного компонента недостаточно - охлаждать обоими компонентами.

m-s Gelezniak пишет:

В том месте закритической части уже сопоставимы.
А для водорода в центральном теле, готовый перегреватель в роли ГГ. И это уже до стендовых дошло.

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:

ЦитироватьАлександр Хороших пишет:

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
В том месте закритической части уже сопоставимы.

Хм... Ой, не факт.

См малиновые сопла в полетах Флакона.

Цитировать

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
А для водорода в центральном теле, готовый перегреватель в роли ГГ. И это уже до стендовых дошло.

Александр Хороших пишет:
Не читал... Поди американцы либо европейцы экспериментируют?

Зачем. У нас тоже. Правда для верхних ступеней.

Цитировать

Цитировать

Цитироватьmihalchuk пишет:
Идея известная, но американцы ей не воспользовались.

TDMS пишет:
Вот же блин. Сколько всего напридумано, но не используется. Эффект несоразмерен надежности? Или ее (надежность) и оценить нельзя, потому что до ЛКИ ничего не было доведено?

А в РД-0120, кстати что должно быть "залито" в гидравлическую схему, чтобы это работало в струе? Какой-нибудь металл?

Или там только радиационный нагрев и температура более-менее изученная?

mihalchuk пишет:
Технология изучалась для Вулкана. У него ЦБ был в энергиевском диаметре, и, следовательно, был недоразмерен. Отсюда было важно к моменту отделения блоков А сохранить в блоке Ц как можно больше топлива. С другой стороны, была чёткая установка о том, что все двигатели должны запускаться до КП под контролем системы автоматики. Поэтому предполагался старт с дросселированием РД-0120, и речь шла о 20% тяги. Как мы знаем, течение в сопле РД-0120 при внешнем атмосферном давлении на гране отрыва, при дросселировании, тем более глубоком, поток неизбежно оторвался бы от стенки. Потому и возникла идея сделать вставки, которые, кстати, по размерам значительно, в разы уступали основному соплу. Никакого охлаждения не требовалось - я же написал, что сопло - абляционное. И оно, как я понял, не имело соединения с основным соплом никакого. Просто прижималось. Слегка - конструкцией, а посте запуска - само. Место стыка было очень близко к критике. Механизм, который его удерживал, имел несколько колен, что позволяло вывести вставку из основного сопла вдоль оси.
ИМХО, тема действительно не имеет отношения к Ангаре и никогда на ней не будет реализована.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:

И что будет при термическом расширении вставки и стенки основного сопла.

mihalchuk   пишет:

Вставка подвинется на доли мм, и всё. Там упор вставки в сопло далеко не перпендикулярный. Вообще идея на бумаге гладкая. Но только на бумаге.

m-s Gelezniak пишет:

При той длине окружности, миллиметры.

mihalchuk пишет:

Длине критики?

m-s Gelezniak пишет:

Длине окружности верхнего среза вставки.

Цитироватьmihalchuk пишет:
Выше была картинка, взятая отсюда:
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0120/
Не знаю, как там было дело, и надписи на английском, что смущает.
Я видел другую, где верхний срез вставки был очень близко к критике. Но и в этом случае на примерно 30 см диаметра мог быть миллиметр-другой термоподвижки. Но всё-равно не вижу проблем принципиальных. Скорее всего, вставка при расширении просто скользила по соплу вниз, благо она углеродная, а углерод по металлу скользит хорошо.

Цитировать13 ноября 2015
Продолжаются работы по неохлаждаемому сопловому насадку

  В КБХА в рамках опытно-конструкторской работы «ПМДУ – КБХА – Качество» успешно проведена серия огневых испытаний неохлаждаемого соплового насадка в составе камерной установки жидкостного ракетного двигателя 14Д23. Главная задача прошедших испытаний – подтверждение верного выбора конструкции и материалов насадка, а также теплоизоляции.
  Работы по неохлаждаемому сопловому насадку проводятся в КБХА при организационном и методическом руководстве со стороны головного исполнителя – ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Непосредственными изготовителями неохлаждаемого соплового насадка выступают Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения и ОАО «Композит». Главной целью проводимой опытно-конструкторской работы является улучшение массовых характеристик ракетных двигателей 14Д23 и РД0124А разработки КБХА примерно на 50-60 кг путем замены охлаждаемого сопла на неохлаждаемый сопловой насадок.
  Полученные положительные результаты прошедших испытаний открыли дорогу к проведению полноценных огневых испытаний ракетного двигателя с неохлаждаемыми сопловыми насадками. Для этих целей на предприятии выпущена соответствующая конструкторская документация на двигатель и доработку наземного огневого стенда.
  Двигатель 14Д23 эксплуатируется в составе космических ракет-носителей «Союз-2.1б», «Союз-СТБ» и «Союз-2.1в» разработки РКЦ «Прогресс». Двигатель РД0124А предназначен для использования в составе семейства космических ракет-носителей «Ангара» разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева и обеспечил два успешных первых летных испытания РН «Ангара-1.2ПП» и «Ангара-А5» в 2014 году.

ЦитироватьAndrey Ten пишет:
Хотелось бы провести расчет, как это сделать пока не представляется и реально ли это вообще.

ЦитироватьAndrey Ten пишет:
Можно использовать не выдвигаемый насадок, с установленным во внутрь вкладкой из материала прогар...

ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Но главный минус сразу виден: степень расширения должна изменяться достаточно сильно, а это приведёт к очень тяжёлому соплу.
Ну и разгар - штука достаточно случайная. В итоге равномерного уноса по окружности не будет. Подозреваю, что поверхность уноса будет иметь вид этакой волнистой линии. А это в свою очередь приведёт к ухудшению характеристик системы.

ЦитироватьRocketmen пишет:
Не обязательно устанавливать один вкладыш по всей длине сопла, можно сделать и несколько вкладышей.

ЦитироватьГлавный конструктор НПО "Энергомаш" Петр Левочкин:

— По композитным материалам какие именно работы у вас ведутся?
 
— В этом году совместно с Центром Келдыша на модельной камере проведены исследования по использованию неохлаждаемого сопла из композитных материалов. Это большая перспектива по снижению веса наших двигателей, снижению трудоемкости их изготовления. Температура, где работает этот неохлаждаемый насадок, достигает 1300 градусов Цельсия, то есть температуры плавления сталей, жаропрочные никелевые сплавы при такой температуре теряют свою прочность.
Сегодня стенка камеры и сопла двигателя состоит из двух оболочек, спаянных между собой. В процессе работы между оболочками течет один из компонентов ракетного топлива, обеспечивая охлаждение внутренней оболочки. Такая конструкция доказала свою состоятельность и работоспособность, однако является достаточно трудоемкой в производстве и, соответственно, дорогой.
Известно применение композитных сопел для двигателей верхних ступеней как в России, так и за рубежом. Однако для первых ступеней такое сопло еще не применялось. Первым двигателем, на котором мы планируем использовать композитное сопло, должен стать РД-191 или его модификация.

Цитировать10.06.2015
№216.013.5013
 Сопло ракетного двигателя
 
Вид РИД
Изобретение

 Авторы

 Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" , (https://edrid.ru/authors/201.1607d.html)
 Пономарев Николай Борисович  (https://edrid.ru/authors/201.25e6f.html)

Правообладатели
Пономарев Николай Борисович, (https://edrid.ru/rightholders/201.25e6f.html)
Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (https://edrid.ru/rightholders/201.1607d.html)      
 
№ охранного документа
0002552020
 
Дата охранного документа
10.06.2015
 
Аннотация:
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей, в частности при разработке конструкции сопел жидкостных ракетных двигателей, имеющих радиационно охлаждаемый сопловой насадок. Сопло ракетного двигателя имеет контур в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами. Излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм. Контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона к оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, большим, чем увеличенный на 8° угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура. Изобретение позволяет снизить температуру стенки концевой части сопла ракетного двигателя при минимальном снижении эффективного удельного импульса тяги. 1 ил.
 
 Основные результаты:
Сопло ракетного двигателя, контур которого выполнен в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами, отличающееся тем, что излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм, причем контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона θк оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, а θ>θ+8°, где θ - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура.
 
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей, в частности при разработке конструкции сопел жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), имеющих радиационно охлаждаемый сопловой насадок (НРО).
НРО ракетного двигателя охлаждается только излучением тепла его поверхностью, поэтому температура НРО достигает существенно высоких значений, зависящих от свойств продуктов сгорания и степени черноты его поверхностей, соответственно, материал НРО должен выдерживать эти температуры. Если максимальная температура НРО позволяет, то НРО обычно изготавливается из жаростойких металлов или металлических сплавов, а если она превышает их допустимую температуру, то НРО может быть изготовлен из более температуростойкого углерод-углеродного или углерод-керамического композиционного материала (УУКМ или УККМ). Однако НРО из УУКМ или УККМ существенно дороже металлического НРО и имеет ограничения на применение. Наиболее простым и недорогостоящим путем обеспечения регулирования температуры стенок сопла ракетного двигателя является выбор определенной формы сопла с изломом контура.
Известен патент RU 2156875 (опубл. 27.09.2000 г.) «Ракетное сопло с регулируемой температурой», в котором предлагается профилировать расширяющуюся часть сопла ракетного двигателя в виде т.н. «двойного колокола» с изломом контура сопла в точке между двумя колокольными формами, таким, что угол наклона контура скачкообразно увеличивается в точке излома на 2-7° для понижения конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания в стенку сопла, расположенную ниже по потоку от точки излома контура, соответственно, для уменьшения температуры этой стенки.
В этом патенте указано, что эта точка излома расположена между поперечным сечением сопла с отношением площади этого сечения к площади минимального сечения сопла, равным 10, и поперечным сечением сопла с величиной этого отношения, составляющей 0,85 от величины этого отношения в выходном сечении сопла. Кроме того, в этом патенте отмечено, что в точке излома контура пристеночный слой завесного охлаждения стенки сопла будет резко ускоряться, что стабилизирует этот слой и поддерживает его эффективность. Однако предложенное в этом патенте техническое решение задачи понижения температуры стенки сопла имеет следующие недостатки:
- излом контура выполнен в виде угловой точки, что при работе двигателя приведет к отрыву в этом месте пограничного слоя и пристеночного слоя завесного охлаждения стенки, следовательно, к образованию в этом месте отрывной зоны и скачка сжатия, что ведет, соответственно, к повышению конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания к стенке сопла;
- в современных ракетных двигателях увеличение угла наклона стенки в точке излома контура на предлагаемые в этом патенте 2÷7° явно недостаточно для необходимого понижения максимальной температуры НРО и обычно составляет 8÷20°;
- для понижения конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания к стенке сопла и температуры стенки сопла ниже по потоку от точки излома только излома контура недостаточно, так как при неверном профилировании этой части сопла возможно торможение потока продуктов сгорания на этом участке сопла и, соответственно, повышение этих тепловых потоков и температуры стенки вместо их понижения;
- в патенте не указано влияние местоположения и величины излома контура на величину удельного импульса тяги камеры двигателя, а также влияние на эту величину контура сопла ниже по потоку от точки излома, координат контура и угла наклона контура к оси симметрии сопла в выходном сечении сопла.
Технической задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков, а именно понижение температуры стенки концевой части сопла ракетного двигателя до заданного уровня путем профилирования сопла с изломом контура с минимальным снижением при этом эффективного (т.е. с учетом влияния контура на массу сопла) удельного импульса тяги камеры по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.
Для достижения технического результата контур сопла ракетного двигателя выполняется в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами так, что этот излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм. Контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона θ1 к оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, а θ1>θ0+8°, где θ0 - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура.
Одним из важных отличительных признаков предлагаемого изобретения является выполнение излома контура сопла ракетного двигателя в виде дуги окружности радиуса R, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм (точки В и С на Фигуре). Это позволяет предотвратить в этом месте отрыв пограничного слоя и пристеночного слоя завесного охлаждения стенки, следовательно, предотвратить образование в этом месте отрывной зоны и скачка сжатия, которые привели бы к повышению конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания к стенке сопла, соответственно не позволили бы решить поставленную задачу.
Контур первой колокольной формы может быть спрофилирован методом характеристик с равномерной или вариационной выходной характеристикой с координатами xB, yB в точке его касания с дугой окружности излома, при этом угол его наклона к оси симметрии сопла в этой точке θ0 не оптимизируется, т.к. определяется этими оптимизируемыми координатами. Начальный участок этого контура может быть задан дугой окружности, или весь этот контур может быть задан по «промежуточной» линии тока (см. Пирумов У.Г., Росляков Г.С. Течения газа в соплах. М., Изд. МГУ, 1978 ). Этот контур может быть также спрофилирован методом прямой оптимизации (т.е. оптимизации параметров, определяющих контур, например, методом покоординатного спуска, см. ниже) в выбранном семействе аналитически задаваемых контуров с оптимизацией не только координат точки его касания с дугой окружности излома, но и угла θ0. Оптимизация координат xB, yB точки В касания этого контура с дугой окружности излома и, соответственно, угла θ0 осуществляется, как описано ниже, в совокупности с оптимизацией радиуса дуги излома R и параметров θ1, θ2, xD, yD контура второй колокольной формы с целью решения технической задачи настоящего изобретения, т.е. понижения температуры стенки концевой части сопла ракетного двигателя до заданного уровня путем профилирования сопла с изломом контура с минимальным снижением при этом эффективного удельного импульса тяги камеры двигателя по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.
Контур второй колокольной формы целесообразно профилировать методом прямой оптимизации (т.е. оптимизации параметров, определяющих контур, например, методом покоординатного спуска, см. ниже) в аналитически задаваемом семействе кривых, например двухпараметрическом (при заданных точках начала и конца контура) семействе кривых второго порядка с начальным (θ1) и конечным (θ2) углами наклона к оси симметрии сопла и координатами xD, yD точки D выходного сечения сопла (см. Фигуру), так, чтобы решить техническую задачу настоящего изобретения, а именно:
- получить разницу углов θ1-θ0 на дуге излома, достаточную для понижения температуры стенки сопла на участке этого контура до заданной величины;
- обеспечить непрерывное ускорение потока продуктов сгорания вдоль стенки сопла на участке этого контура;
- с учетом контура первой колокольной формы обеспечить минимальное снижение эффективного удельного импульса тяги камеры ракетного двигателя по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.
Угол наклона контура сопла в точке касания дуги излома контура второй колокольной формы θ1>θ0+8°, где θ0 - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке касания дуги излома, обеспечивает необходимое понижение температуры стенки, расположенной ниже по потоку от излома контура части сопла ракетного двигателя до заданного уровня, а угол θ2≥arctg((yD-yB)/(xD-xB))+θ0-θ1 обеспечивает непрерывное ускорение потока продуктов сгорания вдоль стенки НРО вплоть до выходного сечения сопла (точки D) и минимальное снижение эффективного удельного импульса тяги камеры ракетного двигателя по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.
Предлагаемое изобретение поясняется представленным рисунком на Фигуре, где показаны параметры семейства контуров сопла ракетного двигателя с изломом контура. Участок АВ - контур первой колокольной формы с координатами, точки В касания контура с дугой излома и углом наклона контура к оси симметрии сопла θ0 в этой точке; участок ВС - дуга окружности радиуса R, образующая излом контура; участок CD - контур второй колокольной формы с углом наклона к оси симметрии сопла θ1 в точке С касания контура с дугой излома, координатами, концевой точки D этого контура (выходное сечение сопла) и углом наклона к оси симметрии сопла θ2 в этой точке.
При этом оптимизацию контуров колокольных форм, т.е. их параметров xB, yB, θ1, θ2, xD, yD, и радиуса дуги окружности излома контура R осуществляют совместно, любым подходящим для этого методом оптимизации, например методом покоординатного спуска (см., например, Химмельблау Д. Прикладное нелинейное программирование. М., «Мир», 1975), с использованием в качестве целевой функции этой оптимизации эффективного (т.е. с учетом влияния контура на массу сопла) удельного импульса тяги камеры, который при этом максимизируется при условии, что максимальная температура НРО не превышает допустимую для материала НРО температуру и поток газообразного рабочего тела ракетного двигателя (обычно продукты сгорания топлива) непрерывно ускоряется вдоль стенки сопла.
Предложенное устройство сопла ракетного двигателя работает следующим образом. При работе ракетного двигателя поток продуктов сгорания топлива сначала обтекает участок сопла АВ (Фигура), заданный первой колокольной формой, затем с существенно увеличившимся ускорением обтекает дугу окружности ВС излома контура, а затем без какого-либо торможения, с продолжающей увеличиваться скоростью обтекает участок сопла CD, заданный второй колокольной формой. Вследствие более высокой скорости обтекания стенки сопла на участке BD снижается конвективный тепловой поток в стенку сопла от продуктов сгорания, соответственно снижается температура стенки сопла на этом участке по сравнению с температурой стенки сопла на этих же геометрических степенях расширения сопла этого же двигателя, но без излома контура. Поскольку параметры контуров первой и второй колокольных форм оптимизируются, то эффективный (с учетом изменения массы сопла) удельный импульс тяги камеры двигателя с соплом с изломом контура минимально понижается по сравнению с эффективным удельным импульсом тяги камеры этого же двигателя с соплом без излома контура.
Так, в расчетах, выполненных для камеры кислородно-керосинового ЖРД с диаметром минимального сечения сопла 62 мм и давлением в камере сгорания 8,0 МПа, получено, что у этой камеры НРО оптимального сопла без излома контура имеет максимальную температуру 1560 К, а профилирование этого сопла с изломом контура, выполненным по предлагаемому изобретению, позволяет понизить максимальную температуру НРО до 1350 К, при этом эффективный (с учетом изменения массы сопла) пустотный удельный импульс тяги камеры с соплом с изломом всего на 0,56 с меньше, чем у камеры с соплом без излома контура.
 Сопло ракетного двигателя, контур которого выполнен в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами, отличающееся тем, что излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм, причем контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона θк оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, а θ>θ+8°, где θ - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/137025.png)

ЦитироватьНЬЮ-ДЕЛИ, 16 апреля. /ТАСС/. Индийская организация космических исследований (ISRO) разработала и успешно испытала ракетное сопло из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), которое поможет увеличить грузоподъемность ракет.
"ISRO добилась прорыва в развитии ракетных технологий путем разработки легкого сопла из углерод-углеродного композиционного материала. Это нововведение, привнесенное Космическим центром имени Викрама Сарабхая, поможет увеличить такие ключевые параметры ракетных двигателей, как величина тяги, удельная тяга, тяговооруженность, таким образом повысив грузоподъемность ракет-носителей", - говорится в пресс-релизе ведомства.
В ISRO напомнили, что УУКМ имеет большую теплоустойчивость, чем другие материалы, а благодаря покрытию из карбида кремния может дольше сохранять свои структурные характеристики при продолжительном воздействии негативных факторов окружающей среды. Отмечается, что новая разработка имеет значительный потенциал в первую очередь для основной ракеты-носителя страны PSLV (англ. Polar Satellite Launch Vehicle - "ракета-носитель для вывода спутников на полярную орбиту"), сопла которой в настоящее время сделаны из ниобиевого сплава.
"Замена этих металлических расширяющихся сопл аналогами из УУКМ позволит достичь снижения массы [сопла] на 67%. По расчетам, это позволит увеличить грузоподъемность PSLV на 15 килограмм, что является значительным увеличением для космических миссий", - пояснили в ISRO.

Испытания проводились 19 марта и 2 апреля текущего года. Оба теста показали эффективность разработки и соответствовали расчетам. Так, во время второго испытания сопло подтвердило свои характеристики устойчивости при работе двигателя в течение 200 секунд с температурой, превышавшей 940 градусов Цельсия.