Жидкостный ракетный двигатель


 


Владельцы патента RU 2429371:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель включает камеру с соплом, донную защиту с рамой, систему качания камеры сгорания, при этом на сопле расположен фланец, к которому закреплена сетка, выполненная или в виде усеченного конуса, меньшим диаметром закрепленная на фланце, а большим диаметром - на раме донной защиты, или части тора, закрепленного одной частью на фланце, а другой частью - на раме донной защиты. Сетка выполнена из металлической нити, например, из коррозионно-стойкой стали 03Х18Н9Т-ВИ диаметром 0,01<d<0,2 мм, а проницаемость сетки находится в пределах 0,01<Н<0,3, где d - диаметр нити сетки, Н - проницаемость сетки. Фланец выполнен в виде бандажа сопла. Фланец и сетка донной защиты выполнены не менее чем из 2-х частей, соединенных между собой по образующей разъемными соединениями. Изобретение обеспечивает повышение эффективности тепловой защиты агрегатов двигателя при его работе и снижение массогабаритных характеристик устройства. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

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

Одной из проблем, возникающих при эксплуатации ЖРД, является проблема надежной защиты элементов двигателя и ракеты-носителя от восходящих тепловых потоков работающего двигателя, причем такая тепловая защита не может быть жестко закреплена по отношению к ракете-носителю т.к. она не должна препятствовать качанию двигателя на его подвеске в пределах, заданных системой управления.

Известно теплоизоляционное устройство отсека космического аппарата, содержащее экран, установленный в т.ч. и на донной части отсека (см. А.С. СССР №1830858, кл. B64G 1/58, публ. 27.06.1999 г.).

Известна теплозащита двигателя 14Д23 «Русь», состоящая из неподвижного плоского металлического экрана из листа ~ 1 мм и четырех подвижных металлических сферических защит, устанавливаемых на фланцах сопел камер, и расположенных между ними уплотнительных колец (см. Отчет о патентных исследованиях №3428, стр.10, ОАО КБХА, Воронеж, 2008).

Недостатком известных технических решений является недостаточная эффективность защиты агрегатов двигателя, расположенных над донной защитой, от высокотемпературных газов при его работе, а также существенные массогабаритные характеристики устройства.

Известно техническое решение (см. С.Уманский, «Ракеты-носители. Космодромы». М.: «Рестарт», 2001, стр.46 - прототип), представляющее собой жидкостный ракетный двигатель, включающий донный экран, выполненный в виде плоских подвижных и неподвижных металлических пластин.

Недостатком известного решения также является недостаточная эффективность тепловой защиты агрегатов двигателя при существенных массогабаритных характеристик устройства.

Целью предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков, а именно повышение эффективности тепловой защиты агрегатов двигателя при его работе и снижение массогабаритных характеристик устройства.

Указанная цель достигается тем, что жидкостный ракетный двигатель, включающий камеру с соплом, донную защиту с рамой, систему качания камеры сгорания, отличается тем, что на сопле расположен фланец, к которому закреплена сетка, выполненная или виде усеченного конуса, меньшим диаметром закрепленная на фланце, а большим диаметром - на раме донной защиты, или части тора, закрепленного одной частью на фланце, а другой частью - на раме донной защиты. Сетка выполнена из металлической нити, например, из коррозионно-стойкой стали 03Х18Н9Т-ВИ диаметром 0,01<d<0,2 мм, а проницаемость сетки находится в пределах 0,01<Н<0,3, где d - диаметр нити сетки, Н - проницаемость сетки.

Кроме того, фланец, расположенный на сопле, выполнен в виде бандажа и состоит, как и сетка, не менее чем из 2-х частей, соединенных между собой по образующей разъемными соединениями.

Указанная совокупность признаков проявляет новые свойства, заключающиеся в том, что благодаря исполнению донной защиты из металлической сетки снижаются массогабаритные характеристики устройства, причем величина теплового потока, проникающая на узлы и агрегаты двигателя, расположенные над защитой, регулируется соответствующим выбором проницаемости сетки Н, а ее жесткость - диаметром нити d и материалом. При уменьшении проницаемости Н<0,01 сетка теряет эластичность и существенно препятствует качанию двигателя (в пределах заданных системой управления). Это же явление возникает при увеличении диаметра нити d более 0,2 мм.

При увеличении проницаемости до значений Н более 0,3 величина теплового потока становится значительной, и защитные свойства существенно снижаются. При уменьшении диаметра нити d до значений менее чем 0,01 мм снижаются прочностные свойства защиты и возрастает вероятность ее прорыва.

Оптимальное значение диаметра нити dопт=0,065 мм при проницаемости Нопт=0,15.

Принципиальная схема предлагаемого изобретения представлена на чертеже, где:

1. Камера.

2. Сопло.

3. Донная защита.

4. Сетка.

5. Рама.

6. Фланец.

7. Разъемное соединение.

Жидкостный ракетный двигатель включает в себя камеру 1 с соплом 2, донную защиту 3, выполненную в виде части тора из металлической сетки 4, из коррозионно-стойкой стали 03Х18Н9Т-ВИ, большим диаметром закрепленную к раме 5. Своим меньшим диаметром сетка 4 донной защиты 3 прикреплена к фланцу 6, расположенному на сопле 2 и выполненному в виде бандажа. Сетка 4 и фланец 6 выполнены из двух частей и соединены разъемным соединением 7 по образующей.

Такое секционное исполнение донной защиты 3 повышает технологичность сборочных операций при ее монтаже на двигатель.

Устройство функционирует следующим образом.

При запуске двигателя сетка 4 донной защиты 3 в зависимости от внешних условий (атмосфера или безвоздушное пространство) будет либо поджиматься вверх, либо выдавливаться вниз, при этом благодаря оптимальному значению проницаемости сетки Н существенного проникновения теплового потока вверх, к агрегатам двигателя, не произойдет, а оптимальный выбор диаметра нити сетки 4 d обеспечивает ее необходимую мягкость и податливость при качании двигателя в диапазонах, заданных системой качания КС.

Таким образом, использование предлагаемого технического решения позволит повысить эффективность тепловой защиты агрегатов двигателя и снизить массогабаритные характеристики устройства.

1. Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеру с соплом, донную защиту с рамой, систему качания камеры сгорания, отличающийся тем, что на сопле расположен фланец, к которому закреплена сетка, выполненная или в виде усеченного конуса, меньшим диаметром закрепленная на фланце, а большим диаметром - на раме донной защиты, или части тора, закрепленного одной частью на фланце, а другой частью на раме донной защиты.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что сетка выполнена из металлической нити, например из коррозионно-стойкой стали 03Х18Н9Т-ВИ диаметром 0,01<d<0,2 мм, а проницаемость сетки находится в пределах 0,01<Н<0,3, где d - диаметр нити сетки, Н - проницаемость сетки.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что фланец выполнен в виде бандажа сопла.

4. Устройство по п.1, или 2, или 3, отличающееся тем, что фланец и сетка донной защиты выполнены не менее чем из 2 частей, соединенных между собой по образующей разъемными соединениями.



 

Похожие патенты:

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

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 жидкостным ракетным двигателям. .

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 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 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 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 теплоизоляции, преимущественно криогенных емкостей космических изделий. .

Изобретение относится к слоистым материалам на основе металлизированной полимерной пленки, которые используются в области космической техники. .

Изобретение относится к области космической техники, а именно к области средств тепловой защиты космических аппаратов, выводимых на орбиту внутри головных обтекателей ракет.

Изобретение относится к области космического материаловедения и оптической техники, в частности к композиции для терморегулирующего покрытия класса «солнечные отражатели», предназначенного для использования в системах пассивного терморегулирования космических аппаратов.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к области средств тепловой защиты космических аппаратов. .

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов. .

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов, используемым для защиты оптико-электронной аппаратуры от воздействия тепловых и световых факторов.

Изобретение относится к криогенной и ракетно-космической технике и может быть использовано при теплоизолировании поверхностей баков, поверхностей емкостей для хранения и транспортирования криогенных жидкостей и т.п.

Изобретение относится к теплозащите поверхности космического аппарата, производящего спуск в атмосфере планеты. .

Изобретение относится к конструкции теплозащиты космического аппарата, выводимого ракетой-носителем в космическое пространство. .

Изобретение относится к авиационной и космической технике и касается способа охлаждения головных элементов конструкций летательных аппаратов
Наверх