Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя


 


Владельцы патента RU 2403425:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя содержит сопло, охлаждаемую камеру сгорания со смесительной головкой, расположенную осесимметрично внутри сопла, коллекторы подвода горючего и окислителя. Камера сгорания выполнена с профилированной внутренней стенкой и расположена вдоль продольной оси камеры, а внутри камеры сгорания установлен охлаждаемый цилиндр, один торец которого соединен со смесительной головкой, другой - с центральной частью сопла и вместе с профилированной внутренней стенкой камеры сгорания образует кольцевое критическое сечение. На наружной поверхности охлаждаемого цилиндра и на внутренней поверхности камеры сгорания выполнены продольные ребра. Изобретение обеспечивает улучшение условий теплообмена между продуктами сгорания и охладителем путем увеличения поверхности теплосъема. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

В настоящее время одной из основных проблем при создании жидкостных ракетных двигателей является получение высокого значения удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, в частности сопла. Одним из путей, позволяющих обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, является использование вместо обычных круглых сопел Лаваля кольцевых сопел. Отличие между соплом Лаваля и кольцевым состоит в том, что кольцевое сопло имеет форму критического сечения не круглую, а кольцевую. Кольцевые сопла позволяют увеличить площадь выходного сечения сопла и разместить часть агрегатов в центральной части, что приводит к уменьшению линейных размеров двигателя.

Известна принципиальная схема кольцевой камеры жидкостного ракетного двигателя, реализующая данный принцип (А.П.Васильев и др. "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", М., "Высшая школа", 1967 г., рис.Х. 186).

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела (М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", М., "Высшая школа", 1968 г., рис.2.32, стр.59 - прототип).

Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром профилированного центрального тела. Продукты сгорания со сверхзвуковой скоростью поступают к срезу тарельчатого сопла. Для подачи компонентов топлива в смесительную головку и тракт охлаждения используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей горючего, подогретого в тракте охлаждения центрального тела.

Для охлаждения тарельчатого сопла и профилированного центрального тела применено регенеративное охлаждение, при котором охладитель подается по каналам между внутренней и наружной оболочками. Рабочая поверхность, обращенная к источнику тепла, в данном случае, взаимодействующая с продуктами сгорания, выполнена гладкой профилированной. Продукты сгорания, контактируя с рабочей поверхностью, отдают ей тепло. За счет теплопроводности металла тепло от оболочки передается на ребра тракта охлаждения, которые омываются охладителем. Охладитель, проходя через каналы охлаждения, контактирует с поверхностями ребер и тыльной стороной оболочки, при этом, нагреваясь сам, охлаждает ребра и внутреннюю рабочую поверхность внутренней оболочки.

При такой конструкции тракта охлаждения необходимо подобрать оптимальную толщину рабочей огневой стенки, ребер и площадь поверхности теплообмена. С одной стороны, с утонением огневой рабочей стенки улучшаются условия теплообмена, с другой - толщина стенки ограничена условиями прочности и изготовления. Увеличение количества ребер ведет к улучшению условий теплопередачи, но в то же время приводит к загромождению тракта, что увеличивает гидравлическое сопротивление тракта охлаждения и ведет к увеличению мощности насоса для подачи охладителя в тракт охлаждения.

При использовании данного тракта охлаждения в двигателях, работающих по безгенераторной схеме, не обеспечивается требуемый теплосъем с поверхности камеры сгорания. Охладитель, который затем используется для привода турбины ТНА, не нагревается до заданной температуры, что приводит к снижению эффективности работы турбины и всего турбонасосного агрегата в целом.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание тракта охлаждения, конструкция которого позволит улучшить условия теплообмена между продуктами сгорания и охладителем.

Поставленная задача достигается тем, что в предложенной кольцевой камере жидкостного ракетного двигателя, содержащей сопло, охлаждаемую камеру сгорания со смесительной головкой, расположенную осесимметрично внутри сопла, коллекторы подвода горючего и окислителя, при этом камера сгорания выполнена с профилированной внутренней стенкой и расположена вдоль продольной оси камеры, а внутри камеры сгорания установлен охлаждаемый цилиндр, один торец которого соединен со смесительной головкой, другой - с центральной частью сопла и вместе с профилированной внутренней стенкой камеры сгорания образует кольцевое критическое сечение, согласно изобретению на наружной поверхности охлаждаемого цилиндра выполнены продольные ребра.

Для улучшения условий теплосъема на внутренней поверхности кольцевой камеры сгорания выполнены продольные ребра.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежом, где показан осевой разрез предложенной кольцевой камеры жидкостного ракетного двигателя.

Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя содержит кольцевую камеру сгорания 1, выполненную в виде охлаждаемого цилиндра, со смесительной головкой 2 и тарельчатым соплом 3 внешнего расширения с кольцевым критическим сечением 4. Внутри камеры сгорания 1 установлен охлаждаемый цилиндр 5, на профилированной наружной поверхности которого выполнены продольные ребра 6.

Предложенное устройство работает следующим образом.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 2, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение 4. В кольцевом критическом сечении 4 поток продуктов сгорания разворачивается на 180° и поступает в тарельчатое сопло 3. В тарельчатом сопле 3 внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром охлаждаемой камеры сгорания 1.

При работе кольцевой камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя продукты сгорания компонентов топлива движутся вдоль стенки профилированного охлаждаемого цилиндра 5 и передают ей тепло. За счет теплопроводности прогревается вся стенка, включая продольные ребра тракта охлаждения. По каналам тракта охлаждения профилированного цилиндра 5 поступает охладитель, который, имея температуру ниже температуры ребер и наружной стенки, отбирает у них тепло и нагревается сам.

Для улучшения условий теплопередачи от продуктов сгорания к поверхности охлаждаемого цилиндра 5 выполнены продольные ребра 6. В этом случае часть тепла будет отбираться у продуктов сгорания при помощи указанных продольных ребер, установленных в потоке.

Для улучшения условий теплопередачи от продуктов сгорания к поверхности охлаждаемого цилиндра 5 выполнены продольные ребра 6. В этом случае часть тепла будет отбираться у продуктов сгорания при помощи указанных продольных ребер, установленных в потоке.

Для улучшения условий теплосъема на внутренней поверхности кольцевой камеры сгорания 1 выполнены продольные ребра 6.

Использование предложенного технического решения позволит увеличить теплосъем с поверхности профилированного центрального тела и повысить эффективность работы турбины турбонасосного агрегата для безгенераторных двигателей.

Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая сопло, охлаждаемую камеру сгорания со смесительной головкой, расположенную осесимметрично внутри сопла, коллекторы подвода горючего и окислителя, при этом камера сгорания выполнена с профилированной внутренней стенкой и расположена вдоль продольной оси камеры; а внутри камеры сгорания установлен охлаждаемый цилиндр, один торец которого соединен со смесительной головкой, другой - с центральной частью сопла и вместе с профилированной внутренней стенкой камеры сгорания образует кольцевое критическое сечение, отличающаяся тем, что на наружной поверхности охлаждаемого цилиндра и на внутренней поверхности камеры сгорания выполнены продольные ребра.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. .

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности, для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно - к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности, для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано в технологических установках для испытания различных воздушно-реактивных двигателей (ВРД), преимущественно прямоточных (ПВРД), в том числе и гиперзвуковых (ГПВРД), в качестве источника воздуха, состав и термодинамические характеристики которого соответствуют различным режимам полета летательного аппарата

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности, для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым
Наверх