Способ внутреннего охлаждения двухкомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги и устройство для его осуществления

Изобретение относится к средствам организации рабочего процесса в камерах ЖРДМТ, работающих преимущественно в импульсном режиме. Способ заключается в подаче основной части компонентов топлива в ядро потока камеры сгорания и создании вблизи стенок камеры сгорания и сопла низкотемпературного пристеночного слоя путем подачи одного из компонентов топлива на стенку. Согласно изобретению в заданной точке контролируют температуру и компонент топлива на стенку подают только по достижении в контролируемой точке предельной заданной температуры, и прекращают подачу компонента при снижении температуры ниже заданной или при выключении двигателя. ЖРДМТ содержит корпус камеры со смесительной головкой, магистрали подачи компонентов топлива с клапанами подачи и форсуночные элементы для формирования ядра потока, и форсуночные элементы пристеночной завесы. Причем форсуночные элементы пристеночной завесы сообщены с магистралью подачи одного из компонентов топлива через дополнительный клапан подачи, управляемый по командам блока управления, подключенного к датчику температуры, установленному в контролируемой точке корпуса камеры. Изобретение обеспечивает экономичность двигателя на режиме одиночных включений малой длительности и получение надежной тепловой защиты на непрерывных режимах работы. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к средствам организации рабочего процесса в камерах жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ), работающих преимущественно в импульсном режиме.

Известен способ внутреннего охлаждения жидкостных ракетных двигателей, заключающийся в создании вблизи стенки низкотемпературного пристеночного слоя газа или жидкой пленки одного из компонентов топлива на заданных участках внутренней поверхности стенки камеры сгорания (КС) или сопла (Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Под. ред. Кудрявцева В.М. - М.: Высшая школа, 1993, с.58).

Организация внутреннего охлаждения с низкотемпературным пристеночным слоем вызывает неизбежные потери удельного импульса. Эти потери растут с понижением максимально допустимой температуры стенки и могут достигать 25%. Известный способ предусматривает подачу либо генераторного газа через ряд периферийных форсунок, либо организацию поясов завесы охлаждения в виде жидкой пленки, образующейся при растекании компонента топлива, поступающего через отверстия или щели в стенке камеры сгорания или сопла. Этот способ непригоден для организации охлаждения ЖРДМТ из-за больших заклапанных объемов и низких скоростей подачи топлива на завесу, приводящих к большим потерям удельного импульса тяги на импульсных режимах работы ЖРДМТ, являющихся основными для этого типа двигателей.

Известен способ организации рабочего процесса в камере ЖРДМТ, реализуемый в камере сгорания ЖРДМТ по п. РФ №2041375 (з. 4812921 от 28.02.90 F02K 9/52, 9/62). Способ заключается в подаче основной части компонентов топлива в ядро потока камеры сгорания и создании низкотемпературного пристеночного слоя путем подачи одного из компонентов топлива на стенку.

Такая организация рабочего процесса рассчитана на непрерывный режим включения двигателя, хотя в действительности основным режимом, в котором эксплуатируется ЖРДМТ, является импульсный с длительностью единичного включения от 0,05 до 0,15 с. Величина управляющего воздействия определяется количеством импульсов в серии. В импульсном режиме работы, с учетом расхода части одного из компонентов на охлаждение стенок камеры сгорания и сопла, экономичность двигателя далека от теоретически возможной.

В изобретении по п. РФ №2041375 раскрыто устройство, наиболее близкое к предлагаемому. Известный жидкостный ракетный двигатель малой тяги состоит из корпуса камеры со смесительной головкой, магистралей подачи компонентов топлива с клапанами подачи и форсуночных элементов основных, и форсуночных элементов пристеночной завесы.

Для этого двигателя характерны недостатки, присущие способу организации рабочего процесса, приведенному выше.

Предлагаемыми изобретениями решаются задачи повышения экономичности двигателя при работе в режиме одиночных включений малой длительности при приемлемых температурах конструкции и получения надежной тепловой защиты на непрерывных режимах работы.

Для решения поставленной задачи в предлагаемом способе внутреннего охлаждения жидкостного ракетного двигателя малой тяги, заключающемся в подаче основной части компонентов топлива в ядро потока камеры сгорания и создании вблизи стенок камеры сгорания и сопла низкотемпературного пристеночного слоя путем подачи одного из компонентов на стенку, дополнительно измеряют температуру стенки корпуса камеры в заданной контролируемой точке и, по достижении предельной заданной температуры, подают один из компонентов топлива на стенку для создания пристеночного слоя, и прекращают подачу компонента на стенку при снижении температуры ниже заданной или при выключении двигателя.

Для повышения надежности заданное место замера температуры выбирают по результатам предварительных огневых испытаний (контрольно-технологических испытаний).

Для осуществления способа и достижения технического результата предлагается устройство, представляющее собой жидкостный ракетный двигатель малой тяги, состоящий из корпуса камеры со смесительной головкой, магистралей подачи компонентов топлива с клапанами подачи и форсуночных элементов для формирования ядра потока, и форсуночных элементов пристеночной завесы. Согласно изобретению форсуночные элементы пристеночной завесы сообщены с магистралью подачи одного из компонентов топлива через дополнительный клапан подачи, управляемый по командам блока управления, подключенного к датчику температуры, установленному в контролируемой точке корпуса камеры.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом. На нем представлена схема организации рабочего процесса и ее реализация в жидкостном ракетном двигателе малой тяги. Двигатель, в котором реализуется предлагаемый способ, состоит из смесительной головки 1, корпуса камеры 2, электроклапанов горючего 3, окислителя 4 и дополнительного клапана окислителя 5 для организации охлаждения. В смесительной головке выполнены подводящие каналы горючего 6 и окислителя 7, и имеются коллекторы горючего 8 и окислителя 9, втулки горючего 10 и окислителя 11 с тангенциальными отверстиями 12 и 13 для подачи окислителя и горючего соответственно в камеры закручивания во втулках 10 и 11 и серия расположенных по периферии струйных форсунок 14, питающихся из второго коллектора окислителя 15 с подводом компонента из канала окислителя 16 от дополнительного клапана 5. На камере установлен датчик температуры 17. Блок управления (БУ) 18 расположен на крепежной пластине (условно не показана). От датчика температуры 17 сигнал по линии 19 поступает в БУ 18. Напряжение питания подводится и отключается по сигналам системы управления космическим летательным аппаратом (КЛА) и поступает к клапанам и БУ по линии 20.

Осуществление предлагаемого способа рассмотрим на примере работы ЖРДМТ заявляемой конструкции. По сигналу с системы управления КЛА, поступающему по линии 20, открываются клапаны горючего 3 и окислителя 4. Компоненты топлива, проходя по подводящим каналам горючего 6 и окислителя 7, попадают в коллекторы горючего 8 и окислителя 9. Далее горючее из коллектора 8 поступает в тангенциальные отверстия 13 втулки горючего 10, а окислитель из коллектора 9 поступает в тангенциальные отверстия 12 втулки окислителя 11. Тангенциально закрученные окислитель и горючее, истекая из соответствующих камер закручивания в виде полых конусов, сталкиваются в корневой зоне пелены окислителя, самовоспламеняются и сгорают в объеме КС, затем, истекая из камеры сгорания и сопла, создают тягу.

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, являясь исполнительным органом реактивной системы управления, в непрерывном режиме практически не работает. Уровень тяги исполнительного органа системы управления выбирают из условия максимальной скорости выполнения маневров, которая может потребоваться при выполнении программы полета аппарата в экстремальных условиях, т.е. с "запасом". Поэтому полная тяга двигателя при выполнении программы полета КА практически не используется. Включение двигателя проводят сериями импульсов, исходя из потребной величины управляющего усилия, для чего разработаны различные логические схемы с импульсной модуляцией. Наиболее распространенная длительность включений ЖРДМТ, при которых происходит выработка основной массы топлива КА, находится в диапазоне от 0,05 до 0,15 с. Следовательно, для ЖРДМТ определяющей является экономичность при включениях малой длительности. Предлагаемая организация внутреннего охлаждения позволит существенно повысить экономичность ЖРДМТ на основных режимах их работы.

Внутреннее охлаждение ЖРДМТ организовано следующим образом. При нагреве участка стенки, на котором установлен датчик температуры 17, до предельной заданной температуры блок управления 18 обрабатывает сигнал, поступающий с датчика температуры 17 и замыкает цепь управления дополнительным клапаном окислителя 5. Окислитель проходит по каналу окислителя 16, поступает во второй коллектор окислителя 15 и, равномерно распределяясь, входит в струйные форсунки 14. Струи окислителя, истекая из форсунок 14, попадают на стенку камеры сгорания и, растекаясь по ней, образуют защитное пленочное охлаждение. Для большей эффективности охлаждения струи окислителя падают на стенку в два яруса (см. чертеж): первый ярус образуется на входе в камеру сгорания, второй ярус - на выходе из камеры, причем струи первого и второго яруса попадают на одну образующую стенки камеры (вслед друг другу). При падении температуры ниже предельной заданной электронный блок управления 18, получая сигнал от датчика температуры 17, размыкает цепь управления дополнительным клапаном окислителя 5. Клапан закрывается и двигатель снова работает на предельном значении удельного импульса тяги.

Предлагаемые способ и устройство обеспечивают наиболее высокий удельный импульс тяги в импульсном режиме работы ЖРДМТ, т.к. предполагают использование соотношения компонентов топлива, подаваемого через клапаны горючего и окислителя 3 и 4, близкого к стехиометрическому. Окислитель через дополнительный клапан 5 и периферийные струйные форсунки поступает на стенки камеры сгорания на экстремальных режимах работы двигателя (непрерывный режим, длительный импульсный режим с короткими паузами между включениями).

1. Способ внутреннего охлаждения двухкомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги, заключающийся в подаче основной части компонентов топлива в ядро потока камеры сгорания и создании вблизи стенок камеры сгорания и сопла низкотемпературного пристеночного слоя путем подачи одного из компонентов топлива на стенку, отличающийся тем, что контролируют температуру стенки камеры сгорания в заданной точке и компонент топлива на стенку подают только по достижении в контролируемой точке стенки предельной заданной температуры и прекращают подачу компонента при снижении температуры ниже заданной или при выключении двигателя.

2. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий корпус камеры со смесительной головкой, магистрали подачи компонентов топлива с клапанами подачи и форсуночные элементы для формирования ядра потока, и форсуночные элементы пристеночной завесы, отличающийся тем, что форсуночные элементы пристеночной завесы сообщены с магистралью подачи одного из компонентов топлива через дополнительный клапан подачи, управляемый по командам блока управления, подключенного к датчику температуры, установленному в контролируемой точке корпуса камеры.