МОДЕЛИРОВАНИЕ ИНТЕРЦЕПТОРНОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ НАПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРА ТЯГИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Актуальность темы состоит в необходимости разработки системы комбинированного управления вектора тяги ракетного двигателя с использованием твердых препятствий (интерцепторов) при одновременной инжекции через них отработанного генераторного газа или жидких компонентов ракетных топлив Цель работы: моделирование и численное исследование интерцепторного регулирования направления вектора тяги, выделение наиболее эффективного способа регулирования Разработана модель газодинамического способа управления направлением вектора тяги, основанного на выдвижении в сверхзвуковой поток продуктов сгорания ракетного топлива твердого препятствия (интерцептора). Интерцептор выдвигается в сопло двигательной установки, в средней его части ближе к критическому сечению. Проведено численное моделирование и визуализация течения в сопле двигателя при выдвижении цельного интерцептора и интерцептора с отверстием, через который в пограничный слой вдувается газ навстречу потоку продуктов сгорания. Путем сравнения создаваемых элементарных боковых усилий показана возможность повышения эффективности управления направлением вектора тяги с помощью выдвижения интерцептора с одновременным вдувом газа.