Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2445500:

Черниченко Владимир Викторович (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. Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру со смесительной головкой, включающей блоки подачи компонентов, соосно-струйные форсунки, установленные в блоках по концентрическим окружностям и содержащие полый наконечник, соединяющий полость одного компонента топлива с полостью камеры сгорания, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с полостью камеры сгорания, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, 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. Профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с агрегатами питания. На ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения. В пилонах наконечников выполнены каналы, один конец которых открывается в полость наконечника, а другой - в полость камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги, упрощение пневмогидравлической схемы и реализацию большего давление в камере при минимальных габаритных размерах. 3 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.X. 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 используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из газогенератора.

Основными недостатками данной двигателя являются значительные диаметральные размеры и сложность пневмогидравлической схемы, связанные с тем, что для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из газогенератора. Использование газогенератора приводит к необходимости организации трубопроводов подвода компонентов топлива в газогенератор, использованию специальной ступени в турбонасосном агрегате или специальных насосов для подачи компонентов топлива с повышенным давлением в смесительную головку газогенератора, что в конечном итоге приводит к увеличению массы и ухудшению массогабаритных характеристик двигателя.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание жидкостного ракетного двигателя, конструкция которого позволяет обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги, упростить пневмогидравлическую схему и реализовать значительно большее давление в камере при минимальных габаритных размерах.

Поставленная задача достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем кольцевую камеру со смесительной головкой, включающей блоки подачи компонентов, соосно-струйные форсунки, установленные в блоках по концентрическим окружностям и содержащие полый наконечник, соединяющий полость одного компонента топлива с полостью камеры сгорания, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с полостью камеры сгорания, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, 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, согласно изобретению профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с агрегатами питания, а на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения, при этом в пилонах наконечников выполнены каналы, один конец которых открывается в полость наконечника, а другой - в полость камеры сгорания.

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.

Двигатель состоит из кольцевой камеры 1 со смесительной головкой 2 и тарельчатым соплом 3 внешнего расширения с кольцевым критическим сечением 4. Внутренняя поверхность сопла 3 образует профилированное центральное тело 5, состоящее, по крайней мере, из двух частей - неподвижной 6 и подвижной 7. Подвижная часть 7 профилированного центрального тела 5 выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с турбонасосным агрегатом 8, а на ее внешней поверхности установлены лопатки 9 для придания ей вращательного движения.

В полости профилированного центрального тела 5 установлены агрегаты управления 10 и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат 8 с насосами подачи компонентов в смесительную головку 2, кинематически связанный с подвижной частью 7 центрального тела 5.

Соосно-струйная форсунка 11 смесительной головки 2 камеры ЖРД содержит полый наконечник 12, соединяющий полость одного компонента топлива-окислителя с камерой сгорания, втулку 13, охватывающую с зазором 14 полый наконечник 12 и соединяющую полость 15 другого компонента топлива-горючего с камерой сгорания. В выходной части наконечника 12 выполнены пилоны 16, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки 13 и центрирующие наконечник 11 относительно втулки 13. В пилонах 16 выполнены каналы 17, один конец 18 которых открывается в полость наконечника 12, а другой 19 - в камеру сгорания.

В выходной части наконечника 12 выполнено сужение канала 20.

В варианте исполнения, в выходной части полого наконечника 11 установлен с возможностью замены жиклер 21.

Предложенное устройство работает следующим образом.

Первоначальный запуск двигателя осуществляется путем подачи на лопатки 9 подвижной части 7 центрального тела, играющей роль турбины турбонасосного агрегата, струи газов пирозапальника или газов из специального баллона для раскрутки турбины.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 2, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение 4.

Окислитель из полости окислителя по осевому каналу внутри наконечника 12 подается в камеру сгорания. В выходной части наконечника 12, в районе пилонов 16, поток окислителя разделяется на две части. Одна часть поступает из выходной части наконечника 12 в камеру сгорания, а другая, за счет местного сопротивления, вызванного уменьшением площади проходного сечения наконечника 12, в каналы 17. Из каналов 17 окислитель также поступает в камеру сгорания. 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 по зазору 14 между наконечником 12 и втулкой 13 подается в камеру сгорания. В районе пилонов 16 к горючему подмешивается часть расхода окислителя, поступающая из выходных частей 19 каналов 17, 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 17, 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 выходных частей 19 каналов 17 пилонов 16.

Полученные продукты сгорания компонентов топлива движутся от смесительной головки 2 к критическому сечению 4, и далее - к срезу тарельчатого сопла 3, создавая при этом тягу.

В тарельчатом сопле 3 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 3 и обтекают при этом лопатки 9, установленные на подвижной части 7 центрального тела 5. Подвижная часть 7 центрального тела начинает вращаться вокруг оси центрального тела и приводит во вращение насосы подачи компонентов топлива турбонасосного агрегата 8, которые подают компоненты топлива в смесительную головку 2.

Использование предложенного технического решения позволит упростить пневмогидравлическую схему двигателя и улучшить его массогабаритные характеристики.

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, включающей блоки подачи компонентов, соосно-струйные форсунки, установленные в блоках по концентрическим окружностям и содержащие полый наконечник, соединяющий полость одного компонента топлива с полостью камеры сгорания, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с полостью камеры сгорания, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, 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, отличающийся тем, что профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом по крайней мере одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с агрегатами питания, причем на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения, а в пилонах наконечников выполнены каналы, один конец которых открывается в полость наконечника, другой - в полость камеры сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно, к способам организации рабочего процесса в ракетном двигателе малой тяги на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

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

Изобретение относится к противопожарной технике, а более конкретно к устройствам объемного тушения, генерирующим газоаэрозольные ингибиторы горения, и может быть использовано для тушения пожаров в замкнутых или полузамкнутых пространствах, преимущественно производственных и складских помещений, моторных и багажных отсеков транспортных средств, объектов электроснабжения.

Изобретение относится к ракетной технике, к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. .

Изобретение относится к ракетным двигателям. .

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано для конструирования тяговых двигателей ракет на жидком топливе с окислителем. .

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 безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к ракетной технике, точнее - к способам изготовления камер ЖРД

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к организации процесса подготовки и сжигания газообразного топлива в камере сгорания
Наверх