Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2445498:

Черниченко Владимир Викторович (RU)

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище. Коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полости горючего с зоной горения, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, расположены в смесительной головке по концентрическим окружностям и образуют центральную и периферийную зоны. Двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования. В пилонах наконечников форсунок выполнены каналы, один конец которых открывается в полость наконечника, а другой - в полость камеры сгорания, в выходной части полого наконечника установлен с возможностью замены жиклер. Изобретение обеспечивает повышение полноты сгорания компонентов топлива путем придания выходной части струи окислителя формы профилированного поперечного сечения без ярко выраженной центральной части. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одной из основных проблем при создании устройств для перемешивания и распыливания компонентов топлива является обеспечение предельно возможной полноты сгорания компонентов, что обеспечивается увеличением площади поверхности соприкосновения компонентов и уменьшением характерного поперечного размера струи одного из компонентов. В известных форсунках выполнение указанных условий приводит к значительному усложнению конструкции.

Известна коаксиальная соосно-струйная форсунка, содержащая наконечник в виде полого цилиндра, соединяющий полость жидкого окислителя с зоной горения (полостью камеры сгорания), втулку с цилиндрической внутренней поверхностью, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость газообразного горючего с зоной горения (В.Е.Алемасов и др. «Теория ракетных двигателей»: Учебник для студентов машиностроительных специальностей вузов. М.: Машиностроение, 1980, рис.18.2, стр.225-226).

В данной форсунке окислитель подается в зону горения по осевому каналу внутри наконечника, а горючее - по кольцевому зазору между втулкой и наконечником. На выходе из форсунки струя окислителя имеет форму сплошного конуса, обращенного вершиной к наконечнику форсунки, а струя горючего - форму полого конуса. Контакт горючего и окислителя происходит по поверхности сплошного конуса. Такая схема подачи не обеспечивает качественного распыла компонентов топлива, что приводит к уменьшению коэффициента полноты сгорания топлива и, соответственно, потерям удельного импульса тяги.

Известна соосно-струйная форсунка, содержащая полый наконечник, соединяющий полость одного компонента с полостью камеры сгорания, втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента с полостью камеры сгорания, в которой внутренняя полость втулки выполнена профилированной в виде цилиндрических поверхностей различного диаметра и длины, образующих, по крайней мере, один кольцевой конфузор, при этом выходное сечение наконечника расположено от выходного сечения втулки на расстоянии, равном 0-1,3 внутреннего диаметра наконечника, а в наконечнике, перед кольцевым конфузором, на расстоянии, равном 1-4 диаметра наконечника от выходного сечения втулки, выполнены сквозные каналы, площадь которых меньше площади проходного сечения наконечника (Патент РФ №2171427, МПК F02K 9/53, 9/60, F23D 11/10 - прототип).

В указанной форсунке горючее из полости горючего по кольцевому каналу между наконечником и втулкой подается в камеру сгорания. В месте расположения каналов, перед кольцевым конфузором, горючее разделяется на две части. Одна часть горючего поступает в полость камеры сгорания, проходя через конфузор и кольцевой канал, образованные наконечником и втулкой. Вторая часть горючего поступает в каналы наконечника. Так как давление горючего перед каналами больше давления окислителя внутри наконечника, горючее поступает по каналам в канал окислителя. Такая подача горючего создает дополнительное сопротивление для струи жидкого окислителя. Величина этого сопротивления зависит от расхода горючего, поступающего в камеру сгорания, соотношения компонентов в форсунке, т.е. от расхода горючего, поступающего в радиальные каналы, а следовательно, режима работы.

Струи горючего, поступающего по каналам внутрь наконечника, деформируют сплошную струю окислителя, придавая ей на выходе из наконечника форму звезды с несколькими радиальными лучами, по числу каналов.

Предложенная конструкция форсунки позволяет обеспечить дополнительное сопротивление для компонентов топлива за счет дополнительного взаимодействия кольцевой струи горючего с распадающейся струей окислителя внутри втулки, начиная с места выхода струи окислителя из наконечника и до выхода обоих компонентов из втулки.

Основными недостатками данной форсунки является то, что струи горючего перекрывают проходное сечение наконечника окислителя, происходит нерасчетное дробление струи на капли достаточно большого диаметра, что в конечном итоге приводит к потерям экономичности. Кроме этого, данная форсунка может быть использована только для определенного типа двигателей, что ограничивает возможность ее применения.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям, образующие центральную и периферийную зоны и включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, как минимум один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989 г., 420 стр. ЖРД SSME, стр. 93-94 - прототип)

Указанный двигатель работает следующим образом.

Окислитель из полости блока подачи окислителя по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования.

Горючее из полости блока охлаждения огневого днища по втулкам форсунок подается в камеру сгорания. Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания.

Основным недостатком данного ЖРД является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание ЖРД, система смесеобразования которого позволит повысить полноту сгорания компонентов топлива путем придания выходной части струи окислителя формы профилированного поперечного сечения без ярко выраженной центральной части.

Поставленная задача достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полости горючего с зоной горения, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, как минимум один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, согласно изобретению в пилонах наконечников форсунок выполнены каналы, один конец которых открывается в полость наконечника, а другой - в полость камеры сгорания.

В варианте выполнения в выходной части полого наконечника установлен с возможностью замены жиклер.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан предложенный ракетный двигатель, на фиг.2 - продольный разрез предложенной соосно-струйной форсунки, на фиг.3 - выносной элемент выходной части форсунки.

Соосно-струйная форсунка содержит корпус 1 с полым наконечником 2, соединяющим полость 3 одного компонента топлива-окислителя с зоной горения компонентов топлива 4, расположенной на некотором расстоянии от среза форсунки, преимущественно камерой сгорания, втулку 5, охватывающую с зазором 6 полый наконечник 2 и соединяющую полость 7 другого компонента топлива-горючего с зоной горения 4. В выходной части наконечника 2 выполнены пилоны 8, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки 5 и центрирующие наконечник 2 относительно втулки 5. В пилонах 8 выполнены каналы 9, один конец 10 которых открывается в полость наконечника 2, а другой 11 - в зону горения 4 через зазор 6.

В выходной части наконечника 2 выполнено сужение канала 12.

В варианте выполнения в выходной части полого наконечника 2 установлен с возможностью замены жиклер 13.

Форсунки установлены в блоках окислителя 14 и горючего 15 смесительной головки 16 по концентрическим окружностям.

Смесительная головка 16 установлена в регенеративно охлаждаемой камере 17, содержащей профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть 18 с критическим сечением 19 и соплом 20.

В состав двигателя также входит один газогенератор 21, один турбонасосный агрегат 22, агрегаты питания и регулирования 23.

Предложенный двигатель работает следующим образом.

Компоненты топлива подаются в газогенератор 21, где происходит их воспламенение и сгорание. Полученный поток продуктов сгорания компонентов топлива поступает в турбонасосный агрегат 22 и раскручивает его турбину с насосами горючего и окислителя. При помощи турбонасосного агрегата компоненты топлива подаются в смесительную головку 16, в полость окислителя 3 и полость горючего 7.

Окислитель из полости окислителя 3 по осевому каналу внутри наконечника 2 подается в зону горения 4. В выходной части наконечника 2, в районе пилонов 8, поток окислителя разделяется на две части. Одна часть поступает из выходной части наконечника 2 в зону горения, а другая, за счет местного сопротивления, вызванного уменьшением площади проходного сечения наконечника 2, в каналы 9. Из каналов 9 окислитель также поступает в зону горения 4. При такой подаче струя окислителя поступает в зону горения в виде сплошной центральной струи, окруженной со всех сторон струями меньшего диаметра, по числу пилонов.

Горючее из полости горючего 7 по зазору 6 между наконечником 2 и втулкой 5 подается в зону горения. В районе пилонов 8 к горючему подмешивается часть расхода окислителя, поступающая из выходных частей 11 каналов 9, и в зону горения поступает уже частично подготовленная смесь, что позволяет улучшить условия смесеобразования.

Такая подача позволяет уменьшить диаметр сплошной основной струи, т.к. часть расхода отбирается на каналы 9, и увеличить периметр контакта компонентов и степень перемешивания компонентов, т.к. в этом случае контакт горючего и окислителя будет происходить не только по поверхности сплошной основной струи, но и по поверхностям дополнительных струй, истекающих из каналов 11 пилонов 8.

Полученные продукты сгорания компонентов топлива из форсунок, установленных в блоках окислителя 14 и горючего 15 смесительной головки 16 по концентрическим окружностям, движутся в цилиндрической части 18 камеры от смесительной головки к критическому сечению 19 и далее - к срезу сопла 20, создавая при этом тягу.

Использование предложенного технического решения позволит улучшить условия смесеобразования и повысить удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полости горючего с зоной горения, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, как минимум один газогенератор, как минимум один турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, отличающийся тем, что в пилонах наконечников форсунок выполнены каналы, один конец которых открывается в полость наконечника, а другой - в полость камеры сгорания.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в выходной части полого наконечника установлен с возможностью замены жиклер.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам с пневмосистемами. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным системам ракетных блоков. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к элементам конструкции двигательных установок ракетных блоков. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных твердотопливных двигателей, управляемых с помощью газовых рулей по командам системы управления ракеты.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения жизнедеятельности на космических орбитальных станциях (КОС) при длительных полетах. .

Изобретение относится к космической технике, а конкретнее к области проектирования и эксплуатации систем дозаправки жидких продуктов, используемых на длительно действующих космических орбитальных станциях.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации систем и устройств для перекачки топлива двигательных установок (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке смесительных головок и камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям малой тяги, а более конкретно - к двигателям малой тяги, имеющим смесительную головку с одной соосной центробежной форсункой с внешним смешением.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения.

Изобретение относится к устройствам для распыления и смешения самовоспламеняющихся компонентов топлива в жидкостных ракетных двигателях. .

Изобретение относится к энергетическим установкам летательных аппаратов, а именно к смесительным головкам камер жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. .

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики
Наверх