Корпус камеры ракетного двигателя

 

Корпус камеры ракетного двигателя для космических аппаратов одним концом закреплен на форсуночной головке и состоит из корпуса камеры сгорания и корпуса расширяющегося сопла, изготовленных из высокожаропрочной стали. Между корпусом камеры сгорания и корпусом расширяющегося сопла расположена сопловая часть, выполненная из сплава платины с иридием. Изобретение позволит разработать просто и рентабельно изготовляемую камеру сгорания ракетного двигателя, в которой для охлаждения сопловой части не требовалось бы регенеративное охлаждение и стенки которой обладали бы достаточной прочностью при высоких температурах. 3 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к корпусу камеры ракетного двигателя для космических аппаратов, который (корпус) одним концом закреплен на форсуночной головке и состоит из корпуса камеры сгорания из высокожаропрочной стали и корпуса расширяющегося сопла из высокожаропрочной стали. Такие ракетные двигатели предназначены для искусственных спутников и транспортных средств, применяемых в космической технике, а также для силовых установок систем их ориентации и прежде всего для транспортных средств, которые выводят искусственные спутники с траектории ракеты-носителя на рабочую орбиту.

Подобные ракетные двигатели, как это известно, например, из патента RU 2100636 С1, имеют форсуночную головку, через которую в присоединенную к ней камеру ракетного двигателя, состоящую из камеры сгорания, сопловой части и расширяющегося сопла, подаются компоненты топлива, например монометилгидразин (соединение гидразина) в качестве горючего и N₂О₄ в качестве окислителя. При сгорании компонентов топлива создается исключительно высокая температура, которая в центральной части камеры ракетного двигателя, т.е. в газообразных продуктах сгорания, достигает 2600^oС. При этом стенка сопловой части нагревается до температуры порядка 1600^oС. По этой причине до настоящего времени широко применялись сопловые части, в стенках которых предусмотрены охлаждающие каналы, охлаждаемые одним из компонентов топлива, подаваемым затем на сгорание. Однако подобные сопловые части с регенеративным охлаждением являются сложными в изготовлении и обладают определенными эксплуатационными недостатками, проявляющимися при запуске и выключении двигателей.

Использование жаростойких материалов, например сплавов платины с иридием (Pt-Ir-сплавов), позволяет отказаться от применения подобных систем регенеративного охлаждения. Однако недостаток, связанный с применением таких жаростойких материалов, состоит в том, что эти материалы не обеспечивают получение достаточно надежного и прочного сварного соединения с материалами, применяемыми для изготовления камеры сгорания, примыкающей к сопловой части, а также расширяющегося сопла, например с хромоникелевомолибденовыми сплавами. При соединении сваркой сплавов платины с иридием (Pt-Ir) и хромоникелевомолибденовых сплавов из-за различий физических свойств обоих металлических сплавов, например температур плавления, коэффициентов термического расширения, удельного веса, а также кристаллических структур, не образуется достаточного надежного и прочного кристаллического соединения. При исследовании с помощью растрового электронного микроскопа (РЭМ) в зоне расплавления соединяемых материалов у сплава платины с иридием обнаруживается явно выраженный кристаллический разделительный слой шириной в несколько тысячных долей миллиметра (толщиной в микрометровом диапазоне). Поэтому в данном случае нельзя говорить о классическом сплавлении материалов. По этой причине получаемые при сварке таких материалов соединения не обладают требуемой динамической прочностью и при вибрационных нагрузках приводят к разрушению сварного соединения.

Исходя из вышеизложенного, в основу настоящего изобретения была положена задача разработать такую камеру ракетного двигателя для искусственных спутников и космических транспортных средств, в которой для охлаждения сопловой части не требовалось бы применять регенеративное охлаждение и стенки которой обладали бы достаточной прочностью при температурах порядка 1600^oС.

В отношении корпуса камеры ракетного двигателя для космических аппаратов, который одним концом закреплен на форсуночной головке и состоит из корпуса камеры сгорания из высокожаропрочной стали и корпуса расширяющегося сопла из высокожаропрочной стали, эта задача решается благодаря тому, что между корпусом камеры сгорания и корпусом расширяющегося сопла расположена сопловая часть, выполненная из сплава платины с иридием.

Преимущество предлагаемого в изобретении корпуса камеры ракетного двигателя состоит в возможности его относительно простого и рентабельного изготовления. Еще одно преимущество заключается в том, что такой корпус камеры ракетного двигателя удовлетворяет требованиям касательно его прочности при исключительно высоких температурах. Следующее преимущество состоит в возможности использовать для реализации изобретения в основном ракетные двигатели уже существующих конструкций и путем простой их доработки достичь необходимой эксплуатационной прочности.

Согласно одному из предпочтительных вариантов осуществления изобретения корпус камеры сгорания сваркой соединен через первое промежуточное кольцо с сопловой частью, а сопловая часть через второе промежуточное кольцо сваркой соединена с корпусом расширяющегося сопла, при этом указанные первое и второе промежуточные кольца выполнены из сплава платины с родием. В этом случае сварные соединения предпочтительно получать методом электроннолучевой сварки.

Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления изобретения корпус расширяющегося сопла имеет расширяющуюся сопловую часть и кольцевой переходник, который сваркой соединен со вторым промежуточным кольцом, при этом кольцевой переходник сваркой соединен с расширяющейся сопловой частью.

Ниже изобретение более подробно рассмотрено со ссылкой на прилагаемый чертеж, на котором представлено поэлементное изображение в перспективе предлагаемого в изобретении корпуса камеры ракетного двигателя вместе с форсуночной головкой.

На чертеже показаны камера 1 ракетного двигателя и форсуночная головка 2. Камера 1 выполнена осесимметричной и обращенным к форсуночной головке 2 концом 3 соединена с фланцем 4 форсуночной головки 2, предпочтительно сварным соединением. На форсуночной головке 2 установлены запорные клапаны 5, 6, управляющие подачей соответствующих топливных компонентов, которыми являются горючее и окислитель. Из форсуночной головки подаваемые в нее через эти запорные клапаны 5, 6 компоненты топлива, т.е. горючее и окислитель, завихренным потоком поступают в камеру 1 ракетного двигателя.

Камера 1 ракетного двигателя состоит из последовательно расположенных, если смотреть со стороны форсуночной головки 2, корпуса 11 камеры сгорания, первого промежуточного кольца 12, сопловой части 13, второго промежуточного кольца 14, кольцевого переходника 15 и расширяющейся сопловой части 16. Кольцевой переходник 15 и расширяющаяся сопловая часть 16 вместе образуют расширяющееся сопло 17.

Впрыскиваемые в камеру сгорания компоненты топлива завихренным потоком набегают на внутреннюю стенку корпуса 11 этой камеры сгорания, образуя на этой стенке охлаждающую пленку, которая движется в осевом и одновременно окружном направлениях в корпусе 11 камеры сгорания. Внутри камеры сгорания происходит сгорание компонентов топлива, которые попадают из охлаждающей пленки во внутреннюю часть камеры сгорания. В результате такая охлаждающая пленка постепенно пропадает по мере удаления в осевом направлении от форсуночной головки 2. В зоне сопловой части 13 эта охлаждающая пленка уже полностью отсутствует. Помимо этого из-за сужения поперечного сечения сопловой части 13 в этом месте температура газообразных продуктов сгорания повышается. По этой причине сопловая часть 13 подвергается существенно более высокой тепловой нагрузке по сравнению с корпусом 11 камеры сгорания. Поэтому с целью обеспечить рентабельное изготовление камеры 1 ракетного двигателя корпус 11 камеры сгорания и сопловую часть 13 выполняют из различных материалов. При этом следует отметить, что удельный вес материалов, которые пригодны для изготовления сопловой части 13 благодаря их способности выдерживать преобладающие в ней температуры, в 2,5 раза больше удельного веса материалов, применяемых для изготовления корпуса 11 камеры сгорания. Поскольку в корпусе расширяющегося сопла 17, как правило, преобладают те же температура и нагрузка, что и в корпусе 11 камеры сгорания, для изготовления корпуса расширяющегося сопла 17 обычно применяют те же самые материалы, что и для изготовления корпуса 11 камеры сгорания.

Согласно изобретению корпус 11 камеры сгорания предлагается изготавливать из высокожаропрочной стали, предпочтительно из хромоникелевомолибденового сплава. Аналогичным образом кольцевой переходник 15 и расширяющуюся сопловую часть 16 согласно изобретению также предлагается выполнять из высокожаропрочной стали, прежде всего из хромоникелевомолибденового сплава.

Сопловая часть 13 выполнена из сплава платины с иридием. Первое промежуточное кольцо 12, расположенное между сопловой частью 13 и корпусом 11 камеры сгорания, изготовлено из сплава платины с родием. Второе промежуточное кольцо 14 также выполнено из сплава платины с родием.

Образующие корпус камеры 1 ракетного двигателя элементы соединены между собой сваркой. Благодаря этому обеспечивается бесстыковая компоновка корпуса камеры 1 ракетного двигателя из корпуса 11 камеры сгорания, первого промежуточного кольца 12, сопловой части 13, второго промежуточного кольца 14, кольцевого переходника 15 и расширяющейся сопловой части 16, что исключает появление на внутренней поверхности корпуса камеры 1 неровностей.

Сопловую часть 13, которая выполнена из сплава платины с иридием, невозможно непосредственно соединить сваркой с корпусом 11 камеры сгорания, выполненной из высокожаропрочной стали, а также с кольцевым переходником 15 из высокожаропрочной стали из-за различий физических свойств этих сплавов. Однако установка первого промежуточного кольца 12 между корпусом 11 камеры сгорания и сопловой частью 13, а также второго промежуточного кольца 14 между сопловой частью 13 и кольцевым переходником 15 позволяет с использованием этих первого и второго промежуточных колец 12 и 14 собрать путем сварки корпус камеры 1 ракетного двигателя из корпуса 11 камеры сгорания, корпуса расширяющегося сопла 17 и сопловой части 13, благодаря чему упрощается технология изготовления корпуса камеры 1. Кроме того, предлагаемый в изобретении корпус камеры 1 ракетного двигателя с первым 12 и вторым 14 промежуточными кольцами обладает достаточной прочностью, позволяющей ему выдерживать обычно преобладающие в камере 1 ракетного двигателя температуры. По своим основным физическим свойствам, прежде всего касательно коэффициента термического расширения и упругости при механических нагрузках, сплав платины с родием, применяемый для изготовления первого 12 и второго 14 промежуточных колец, занимает промежуточное положение между сплавами, используемыми для изготовления корпуса 11 камеры сгорания, соответственно корпуса расширяющегося сопла 17 и сопловой части 13. В результате улучшаются характеристики растяжения материала на участках, расположенных в зоне сварного шва, а также снижаются механические напряжения при вибрациях.

Детали корпуса камеры 1 ракетного двигателя предпочтительно соединять электроннолучевой сваркой, поскольку в этом случае корпус камеры 1 ракетного двигателя подвергается при его изготовлении меньшему тепловому воздействию.

Расширяющуюся сопловую часть 16 предпочтительно формировать из листового металла ротационным выдавливанием.

Сварные соединения между деталями корпуса камеры 1 ракетного двигателя предпочтительно контролировать в нескольких точках методом объемной ультразвуковой дефектоскопии.

Формула изобретения

1. Корпус камеры (1) ракетного двигателя для космических аппаратов, который одним концом (3) закреплен на форсуночной головке (2) и состоит из корпуса (11) камеры сгорания из высокожаропрочной стали и корпуса расширяющегося сопла (17) из высокожаропрочной стали, отличающийся тем, что между корпусом (11) камеры сгорания и корпусом расширяющегося сопла (17) расположена сопловая часть (13), выполненная из сплава платины с иридием.

2. Корпус камеры по п.1, отличающийся тем, что корпус (11) камеры сгорания сваркой соединен через первое промежуточное кольцо (12) с сопловой частью (13), а сопловая часть (13) через второе промежуточное кольцо (14) сваркой соединена с корпусом расширяющегося сопла (17), при этом указанные первое (12) и второе (14) промежуточные кольца выполнены из сплава платины с родием.

3. Корпус камеры по п.2, отличающийся тем, что сварные соединения получены методом электронно-лучевой сварки.

4. Корпус камеры по п.2 или 3, отличающийся тем, что корпус расширяющегося сопла (17) имеет расширяющуюся сопловую часть (16) и кольцевой переходник (15), который сваркой соединен со вторым промежуточным кольцом (14), при этом кольцевой переходник (15) сваркой соединен с расширяющейся сопловой частью (16).

РИСУНКИ

Рисунок 1