Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги



Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги
Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги

 


Владельцы патента RU 2465482:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ) состоит из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры. Согласно изобретению вставка выполнена в виде тонкостенной оболочки из жаростойкого и жаропрочного материала, например иридия, и плотно закреплена в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры. Вставка по длине может быть близка к длине докритической части камеры и повторяет ее контур, а смесительная головка выполнена с двумя струйными форсунками, оси которых пересекаются. В предпочтительном варианте камеры зазор между вставкой и корпусом камеры имеет величину одного порядка с толщиной оболочки. Изобретение обеспечивает повышение ресурса ЖРДМТ на непрерывном и импульсном режимах работы. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

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

Известна камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ) по патенту РФ №2100636 (заявка 93010831/06 от 01.03.1993), в которой защита стенки корпуса камеры от перегрева осуществляется за счет установки в него с зазором соплового вкладыша из термостойкого материала, при этом на наружной поверхности соплового вкладыша, в районе критического сечения может быть выполнено кольцевое углубление, заполненное термостойким материалом с низкой теплопроводностью. Сопловой вкладыш прикреплен к форсуночной головке через переходник, а также прикреплен герметично к корпусу камеры. Приведенная камера сгорания может быть применена в ЖРДМТ тягой не ниже 50 Н (5 кгс). В таких двигателях за счет организации смесеобразования и пристенка обеспечивается требуемое значение распределения соотношения компонентов топлива по сечению камеры и в пристенке и, соответственно, - требуемое распределение температуры горения по сечению камеры и в пристенке.

Основным недостатком приведенной камеры сгорания является отсутствие технической возможности применения ее в ЖРДМТ особо малой тяги (0,3-1,0 Н), поскольку в таких двигателях расход компонентов топлива составляет 0,05-0,2 г/с и приходится использовать только одну пару струйных форсунок. Реализация в таких двигателях схемы смесеобразования с использованием центробежных форсунок практически исключена.

Вторым недостатком приведенной камеры сгорания является большая масса соплового вкладыша за счет большой его толщины (~2 мм) и за счет использования материала с большой плотностью (например, плотность жаростойкого и жаропрочного сплава на ниобиевой основе Нб5В2МЦ составляет ~9,0 г/см3).

Наиболее близкая по сущности конструкция камеры ЖДРМТ описана в изобретении по патенту РФ №2219363 (заявка 99105699 от 22.03.1999).

В конструкции камеры ЖРДМТ, состоящей из смесительной головки, соединенной с корпусом камеры, в котором концентрично и с зазором относительно него установлена вставка в виде камеры сгорания с соплом, имеющим сужающуюся и расширяющиеся части. Для обеспечения дополнительного охлаждения конструкции вставки и корпуса камеры полость зазора между корпусом камеры и вставкой сообщена с полостью камеры сгорания в зоне смесительной головки и с полостью расширяющейся части сопла двумя поясами отверстий. Принцип охлаждения камеры сгорания заключается в следующем. Истекающие из сопла с большой скоростью газы эжектируют газы из кольцевого зазора через пояс отверстий, расположенный в зоне расширяющейся части сопла, в результате чего в этом зазоре создается разрежение, и в него устремляется относительно холодный газ из пространства камеры сгорания, примыкающего к смесительной головке. Холодный газ, проходя через кольцевой зазор, охлаждает стенки корпуса камеры и вставки и выходит через два пояса отверстий в полость камеры сгорания и в расширяющуюся часть сопла. Для приведенной камеры сгорания присущи недостатки, характерные для аналога.

Задачей изобретения является защита стенки корпуса камеры ЖРДМТ особо малой тяги от воздействия неравномерной по периметру и по сечению камеры температуры продуктов горения; причиной такой неравномерности является характерное для двигателей особо малой тяги смесеобразование с применением одной пары смесительных элементов. Одна пара смесительных элементов не может обеспечить равномерное по периметру и по сечению камеры соотношение компонентов топлива и, соответственно, - равномерное распределение температуры.

Решение этой задачи позволит существенно увеличить ресурс работы ЖРДМТ на непрерывном и, особенно, - на импульсном режимах, поскольку именно на импульсных режимах работы при всевозможных сочетаниях команд и пауз происходит "накачка" тепла в стенку камеры, т.к. происходит непрерывный рост температуры стенки камеры и при достижении предельного значения температуры происходит прогар стенки камеры и выход ЖРДМТ из строя.

Решение заключается в том, что в известной камере ЖРДМТ, состоящей из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры; согласно изобретению вставка выполнена в виде тонкостенной оболочки (цилиндра) из жаростойкого и жаропрочного материала, например иридия, и плотно закреплена в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры.

Экспериментальные работы с двигателями показали, что толщина стенки корпуса камеры, выполненной из иридия методом гальванопластики, в пределах 0,1 мм вполне обеспечивает работоспособность ЖРДМТ при давлении в камере до 1 МПа, поэтому предлагается толщину стенки вставки выбрать равной 0,1-0,12 мм, что приводит к незначительному увеличению массы камеры двигателя. Для двигателя тягой ≈ 1 Н увеличение массы составляет 1,7 г.

Длина вставки может быть выполнена равной длине докритической части камеры, т.е. может охватывать цилиндрическую часть камеры и докритическую (сужающуюся) часть сопла, повторяя ее форму. Жаростойкая и жаропрочная вставка, выполненная из иридия, не требует нанесения на ее поверхности защитного покрытия и работоспособна при температуре стенки ≥2000°С, что является гарантией работоспособности двигателя в широком диапазоне импульсных режимов и обеспечения высокой надежности. Выполнять корпус камеры целиком из иридия нецелесообразно, поскольку при толщине стенки, порядка 1,5-2 мм, рассчитанной из условия жесткости конструкции, приведет к увеличению массы ~ в 2,7 раза, т.к. плотность иридия составляет 20,4 г/см3, а плотность ниобиевого сплава, из которого предполагается изготавливать корпус камеры, составляет ~ 9 г/см3.

В предпочтительном варианте камеры предлагается смесительную головку выполнять с двумя струйными форсунками с пересекающимися осями, а величину зазора выбирать близкой к толщине стенки вставки.

Предлагаемая конструкция камеры сгорания приведена на фиг.1; на фиг.2 приведен чертеж вставки.

Камера состоит из форсуночной головки 1 с форсунками окислителя 2 и горючего 3, корпуса камеры 4, вставки 5, установленной с кольцевым зазором 6.

Принцип защиты корпуса камеры 4 от перегрева и последующего прогара состоит в следующем. Окислитель и горючее, проходя через соответствующие форсунки 2, 3 и столкнувшись в объеме камеры, вступают в химическое взаимодействие друг с другом с образованием продуктов горения. В ЖРДМТ особо малой тяги из-за чрезвычайно малых расходов компонентов топлива возможно применение только одной пары смесительных элементов, что сказывается на качестве подготавливаемой для воспламенения смеси и последующего процесса ее сгорания: неравномерное по сечению и периметру корпуса камеры 4 с вставкой 5 распределение соотношения компонентов топлива приводит к неравномерному распределению температуры по периметру вставки 5; при этом температура вставки 5 колеблется в широком диапазоне и, в случае отсутствия вставки 5, может достигнуть предельного значения, приводящего к прогару стенки. Кроме того, высокая температура стенки корпуса камеры создает большие тепловые потоки, которые за счет теплопроводности передаются к форсуночной головке и приводят к ее перегреву.

Вставка 5, выполненная из жаропрочного и жаростойкого материала, устанавливается с зазором концентрично относительно корпуса камеры 4, создавая экран, и принимает на себя тепловые потоки из камеры, тем самым предотвращая перегрев корпуса камеры. Малая толщина, а следовательно, и малая масса стенки вставки 5 не позволяет аккумулироваться в нее тепловой энергии на всех режимах работы двигателя, особенно в импульсных режимах, что позволяет поддерживать температуру стенки вставки 5, стенки корпуса камеры 4 и форсуночной головки 1 в рабочем диапазоне.

Из-за большого различия эксплуатационной температуры вставки 5 и эксплуатационной температуры корпуса камеры 4 (например, эксплуатационная (рабочая) температура вставки, выполненной из иридия, составляет ~2100°С, а эксплуатационная температура корпуса камеры, выполненного из ниобиевого сплава Нб5 В2МЦ, составляет ~1200°С) обеспечивается работоспособность корпуса камеры 4 с высокой степенью надежности. Этому способствует и кольцевой зазор 6 между корпусом камеры 4 и вставкой 5 как дополнительное и значительное тепловое сопротивление.

Для случая исполнения варианта камеры сгорания, когда длина вставки 5 выполнена равной длине докритической части корпуса камеры (т.е. включает в себя цилиндрическую часть корпуса камеры и докритическую часть сопла) за счет высокой скорости истекающих из камеры продуктов сгорания из кольцевой полости 6 эжектируется газ, в ней возникает разрежение, что приводит к дополнительному уменьшению теплового потока от вставки к корпусу камеры и повышению работоспособности корпуса камеры 4.

Предлагаемое решение значительно повышает работоспособность корпуса камеры, а вместе с этим - работоспособность ЖРДМТ, за счет передачи функции тепловой защиты от корпуса камеры к вставке, при этом увеличение массы камеры сгорания незначительно и применительно к двигателю тягой ≈1Н составляет ~1,7 г. Это решение применимо и для всех ЖРДМТ, имеющих ограничения по себестоимости, т.к. передача функции тепловой защиты от корпуса камеры к вставке позволяет использовать для изготовления корпуса камеры более технологичные и дешевые материалы, вплоть до нержавеющей стали.

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры, отличающаяся тем, что вставка выполнена в виде тонкостенной оболочки из жаростойкого материала, например иридия, и плотно закреплена в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры.

2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что вставка заканчивается вблизи критической части сопла и повторяет ее контур.

3. Камера по п.1 или 2, отличающаяся тем, что смесительная головка выполнена с двумя струйными форсунками, оси которых пересекаются.

4. Камера по п.1, отличающаяся тем, что зазор между вставкой и корпусом камеры имеет величину одного порядка с толщиной оболочки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области 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 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 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 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

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

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине. Жидкостный ракетный двигатель содержит, как минимум, один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, кольцевую регенеративно охлаждаемую камеру с профилированным центральным телом, во внутренней полости которого установлены перечисленные агрегаты, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно, кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость блока основного горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью блока дополнительного горючего. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования при работе на трехкомпонентном топливе. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине. Жидкостный ракетный двигатель содержит как минимум один газогенератор, как минимум один турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, кольцевую регенеративно охлаждаемую камеру с профилированным центральным телом, во внутренней полости которого установлены перечисленные агрегаты, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения. В наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем радиально расположенные пазы выполнены таким образом, что периметр центральной части струи, ограниченный образующими лучей, составляет не более 3s, длина луча - 2,3…2,5s, где s - толщина луча, при этом число лучей равно трем, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования на всех режимах на трехкомпонентном топливе. 5 ил.

Устройство гашения поперечных усилий включает устройства ориентации, установленные на сопле реактивного двигателя и содержащие первый узел, образующий тягу, второй узел, образующий звено крепления, и приводной узел. Первый конец тяги шарнирно укреплен на сопле. Первый конец звена крепления шарнирно закреплен на камере сгорания, а второй конец шарнирно прикреплен ко второму концу тяги. Первый конец приводного узла шарнирно закреплен на неподвижной конструкции летательной установки, а второй конец шарнирно прикреплен ко второму концу звена крепления. Каждая тяга содержит жесткий элемент, соединенный с двумя концами тяги, элемент, продольно деформируемый под действием усилия сжатия или растяжения, и средства для отсоединения жесткого элемента от концов тяги. Продольно деформируемый элемент жестко соединен с двумя концами тяги и содержит трубку, проходящую в продольном направлении тяги и снабженную множеством окружных щелей. Другое изобретение группы относится к соплу реактивного двигателя, содержащему указанное выше устройство для гашения поперечных усилий. Изобретения позволяют повысить надежность устройства гашения поперечных усилий. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например, кислороде, водороде и керосине. Жидкостный ракетный двигатель содержит, как минимум, один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, кольцевую регенеративно охлаждаемую камеру с профилированным центральным телом, во внутренней полости которого установлены перечисленные агрегаты, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно, кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость блока основного горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью блока дополнительного горючего, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования при работе на трехкомпонентном топливе. 5 ил.

Изобретение относится к измерению характеристик твердых топлив для ракетных двигателей. Способ включает измерение реактивной силы продуктов газификации при сжигании образца твердого топлива, бронированного по боковой поверхности, причем измеряют реактивную силу и время полного сгорания образца твердого топлива, помещенного в бомбу постоянного объема, при давлении в диапазоне (0.5÷15)МПа, создаваемом инертным газом, например азотом или аргоном, причем объем бомбы и масса образца находятся в заданном соотношении, а величину единичного импульса определяют по расчетной формуле. Достигается возможность определения единичного импульса при использовании малоразмерных образцов топлива в лабораторных условиях без использования крупногабаритного стендового оборудования и взрывозащищенных боксов. 2 ил.
Наверх