Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры



Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры
Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры
Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры
Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры
Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры

 


Владельцы патента RU 2472962:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым. Жидкостный ракетный двигатель содержит как минимум одну регенеративно охлаждаемую камеру, устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования. Камера включает смесительную головку, профилированную оболочку, состоящую из профилированных внутренней и наружной обечаек, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней обечайке. На профилированной оболочке выполнен как минимум один пояс завесы, представляющий собой кольцевую профилированную проточку во внутренней обечайке, соединенную каналами с полостью подачи охладителя, например, керосина. Оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы. В камере выполнен как минимум один пояс завесы, в котором продольные оси большей части, предпочтительно всех, тангенциальных каналов расположены вне плоскости, перпендикулярной оси камеры, и пересекают ее. В варианте выполнения оси тангенциальных каналов пересекают указанную плоскость под углом 4-10°, предпочтительно 6°, отношение длины канала к его диаметру составляет от 3 до 8. Рассмотрен способ охлаждения теплонапряженных участков камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение надежности защиты стенок камеры при минимальных потерях удельного импульса тяги на охлаждение. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при создании и разработке ЖРД, преимущественно кислородно-керосиновых, с предельно высокими тепловыми потоками в стенку камеры и с обеспечением высокой степени совершенства внутрикамерных процессов.

Одной из основных задач, возникающих при создании современных высокоэкономичных ЖРД, особенно кислородно-керосиновых, является организация надежной защиты стенок камеры при минимально возможных потерях удельного импульса тяги на охлаждение.

Одним из способов защиты внутренних стенок камеры является организация внутреннего охлаждения, заключающаяся в подаче жидкого компонента, как правило, горючего, на внутреннюю поверхность огневой стенки камеры через отверстия или щели в специальном поясе завесы охлаждения.

Наиболее распространенными конструкциями пояса завесы являются такие, в которых коллектор пояса завесы отделен от охлаждающего тракта и расход в него поступает по самостоятельному трубопроводу. В большинстве конструкций поясов завесы жидкий компонент подается из полости пояса завесы на внутреннюю стенку при помощи тангенциальных отверстий, для придания жидкой пленке вращательного движения, благодаря чему пленка, прижимаясь центробежными силами к поверхности стенки, меньше разбрызгивается и позже разрушается. Жидкая пленка, двигаясь по стенке, прогревается, затем испаряется или разлагается, и, перемешиваясь с ближайшими слоями продуктов сгорания, постепенно выгорает, образуя при этом низкотемпературный слой газа. Ввиду сравнительно слабого поперечного перемешивания продуктов сгорания при их движении вдоль стенок камеры пристеночный слой, созданный завесой, получается достаточно устойчивым и может сохраняться на значительном протяжении, защищая при этом стенки камеры.

Известен пояс завесы камеры жидкостного ракетного двигателя, состоящий из частей профилированных внутренней и наружной оболочек камеры, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней оболочке, и образующих тракт регенеративного охлаждения камеры, при этом на профилированной внутренней оболочке выполнена кольцевая профилированная проточка, соединенная каналами с полостью подачи охладителя, например, керосина, причем оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости пояса завесы (Гахун Г.Г. и др., Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989, 422 с., рис.6.30а, стр.118).

Данный пояс завесы работает следующим образом.

Жидкий компонент подается из полости пояса завесы на огневую внутреннюю стенку при помощи тангенциальных отверстий. Благодаря такой подаче, пленка жидкости, прижимаясь центробежными силами к поверхности стенки, меньше разбрызгивается и позже разрушается. Жидкая пленка, двигаясь по стенке, прогревается, затем испаряется или разлагается, и, перемешиваясь с ближайшими слоями продуктов сгорания, постепенно выгорает, образуя при этом низкотемпературный слой газа, дополнительно защищающий огневую стенку камеры.

Основными недостатками указанного пояса завесы является то, что при такой подаче не обеспечиваются условия охлаждения входной кромки кольцевой полости пояса завесы, что приводит к прогару огневой стенки внутренней обечайки именно в этом месте. Кроме этого, при таком расположении осей тангенциальных отверстий невозможно уменьшить толщину входной стенки кольцевой профилированной проточки при сохранении требуемых прочностных характеристик камеры, что также приводит к ухудшению условий охлаждения камеры.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий одну регенеративно охлаждаемую камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, причем регенеративно охлаждаемая камера включает смесительную головку, профилированную оболочку, состоящую из профилированных внутренней и наружной обечаек, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней обечайке, при этом на профилированной оболочке выполнен, как минимум, один пояс завесы, представляющий собой кольцевую профилированную проточку во внутренней обечайке, соединенную каналами с полостью подачи охладителя, причем оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы (Гахун Г.Г. и др., Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989, 422 с. Двигатель РД-119, рис.5.2а, стр.82-23 - прототип).

Данный двигатель работает следующим образом.

Компоненты топлива при помощи турбонасосного агрегата, приводимого в действие продуктами сгорания, получаемыми в газогенераторе, поступают в смесительную головку камеры. В смесительной головке компоненты топлива перемешиваются, воспламеняются и сгорают. Поток продуктов сгорания компонентов топлива, имеющий высокую температуру, движется вдоль огневой стенки внутренней обечайки к срезу сопла. Для защиты внутренней обечайки от воздействия высоких температур, по тракту охлаждения, образованному внутренней, наружной обечайками и ребрами, подается охладитель, который снимает часть тепловых потоков, нагреваясь при этом сам.

В наиболее теплонапряженных местах камеры, для дополнительной защиты внутренних стенок, выполнен один пояс завесы. В поясе завесы в кольцевую профилированную проточку, выполненную во внутренней обечайке, при помощи тангенциальных каналов, подается охладитель. Такая подача охладителя позволяет сообщить каждой струе охладителя тангенциальную скорость. Наличие тангенциальной скорости позволяет придать жидкой пленке охладителя вращательное движение, благодаря чему пленка, прижимаясь центробежными силами к поверхности огневой стенки внутренней обечайки, меньше разбрызгивается, позже разрушается и на большей длине дополнительно защищает стенку.

Основными недостатками указанного ЖРД является то, что при такой подаче не обеспечиваются условия охлаждения входной кромки кольцевой полости пояса завесы, т.к. вся пленка уходит по потоку к выходной кромке кольцевой проточки пояса завесы. Это приводит к прогару огневой стенки внутренней обечайки именно в этом месте, и, соответственно, прогару оболочки камеры ЖРД и выходу ЖРД из строя.

Кроме этого, при таком расположении осей тангенциальных отверстий невозможно уменьшить толщину входной стенки кольцевой профилированной проточки при сохранении требуемых прочностных характеристик камеры, что также приводит к ухудшению условий охлаждения камеры.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание ЖРД, в камере которого применение пояса завесы позволит обеспечить надежную защиту стенок камеры при минимальных потерях удельного импульса тяги на охлаждение.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, преимущественно кислородно-керосиновом, содержащем как минимум одну регенеративно охлаждаемую камеру, устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, причем камера включает смесительную головку, профилированную оболочку, состоящую из профилированных внутренней и наружной обечаек, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней обечайке, при этом на профилированной оболочке выполнен, как минимум, один пояс завесы, представляющий собой кольцевую профилированную проточку во внутренней обечайке, соединенную каналами с полостью подачи охладителя, например, керосина, причем оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы, согласно изобретению в камере выполнен как минимум один пояс завесы, в котором продольные оси большей части, предпочтительно всех, тангенциальных каналов расположены вне плоскости, перпендикулярной оси камеры, и пересекают ее.

Наиболее оптимальные условия охлаждения достигаются в варианте выполнения, если оси тангенциальных каналов пересекают указанную плоскость под углом 4-10°, предпочтительно 6°, а отношение длины канала к его диаметру составляет от 3 до 8.

Выполнение осей тангенциальных каналов под углом 4-10°, предпочтительно 6°, позволяет дополнительно сообщить осевую составляющую скорости каждой струе охладителя, что в значительной степени улучшает условия работы входной части кольцевой проточки, т.к. в этом случае часть расхода попадает на кромку, обеспечивая при этом дополнительный теплосъем. Кроме этого, выполнение осей тангенциальных каналов под углом позволяет значительно уменьшить толщину входной стенки проточки, что также позволяет улучшить условия охлаждения камеры.

Нижнее значение указанного соотношения выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его понижении оси тангенциальных каналов будут располагаться практически перпендикулярно к кольцевой полости завесы, что ухудшит условия охлаждения входной части кольцевой проточки за счет увеличения ее толщины и снижения части расхода, подаваемого для ее охлаждения.

Верхнее значение указанного соотношения выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его повышении часть расхода охладителя будет использоваться не эффективно, что приведет к увеличению расхода на завесу, и, соответственно, увеличению потерь удельного импульса тяги, связанного с охлаждением.

Нижнее значение указанного соотношения для отношения длины канала к его диаметру выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его уменьшении струя охладителя не приобретет требуемую форму и направление.

Верхнее значение указанного соотношения для отношения длины канала к его диаметру выбрано, исходя из того, что дальнейшее его повышение приводит к значительному усложнению изготовления тангенциальных каналов.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид двигателя, на фиг.2 - общий вид камеры, на фиг.3 - продольный разрез пояса завесы, на фиг.4 - поперечный разрез пояса завесы, на фиг.5 - вид тангенциального канала сверху.

Основными элементами предложенного двигателя являются:

1 - жидкостный ракетный двигатель;

2 - камера;

3 - устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата;

4 - турбонасосный агрегат;

5 - агрегаты питания и регулирования;

6 - общая рама;

7 - смесительная головка;

8 - профилированная оболочка;

9 - внутренняя обечайка;

10 - наружная обечайка;

11 - ребра;

12 - пояс завесы;

13 - кольцевая профилированная проточка;

14 - канал;

15 - полость подачи охладителя.

Жидкостный ракетный двигатель 1 содержит четыре камеры 2, устройство 3 для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат 4, агрегаты питания и регулирования 5, установленные в одной общей раме 6. Каждая камера 2 содержит смесительную головку 7, профилированную оболочку 8, состоящую из профилированных внутренней 9 и наружной обечаек 10, скрепленных между собой при помощи пайки по ребрам 11, выполненным на внутренней обечайке 9. На профилированной оболочке 8 выполнен как минимум один пояс завесы 12, представляющий собой кольцевую профилированную проточку 13 во внутренней обечайке 9, соединенную каналами 14 с полостью подачи охладителя 15. Оси указанных каналов 14 расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы в виде кольцевой профилированной проточки 13. В поясе завесы 12 продольные оси большей части, предпочтительно всех, тангенциальных каналов 14 расположены вне плоскости, перпендикулярной оси камеры, и пересекают ее под углом 4-10°, предпочтительно 6°, при этом отношение длины канала к его диаметру составляет от 3 до 8.

Предложенный двигатель работает следующим образом.

Компоненты топлива при помощи турбонасосного агрегата 4, приводимого в действие продуктами сгорания, получаемыми в устройстве 3 для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, поступают в смесительную головку 7 камеры 2. В смесительной головке 7 компоненты топлива перемешиваются, воспламеняются и сгорают. Поток продуктов сгорания компонентов топлива, имеющий высокую температуру, движется вдоль огневой стенки внутренней обечайки 9 к срезу сопла. Для защиты внутренней обечайки 9 от воздействия высоких температур по тракту охлаждения, образованному внутренней 9, наружной 10 обечайками и ребрами 11, подается охладитель, который снимает часть тепловых потоков, нагреваясь при этом сам. В наиболее теплонапряженных местах камеры, для дополнительной защиты внутренних стенок, выполняется, как минимум, один пояс завесы 12. В поясе завесы 12 в кольцевую профилированную проточку 13, выполненную во внутренней обечайке 9, при помощи тангенциальных каналов 14, продольные оси которых расположены вне плоскости, перпендикулярной оси камеры 2, подается охладитель. Такая подача охладителя позволяет сообщить каждой струе охладителя не только тангенциальную, но и осевую составляющую скорости.

Наличие тангенциальной составляющей скорости позволяет придать жидкой пленке охладителя вращательное движение, благодаря чему пленка, прижимаясь центробежными силами к поверхности огневой стенки внутренней обечайки 9, меньше разбрызгивается, позже разрушается и на большей длине дополнительно защищает стенку.

Наличие осевой составляющей позволяет в значительной степени улучшить условия работы входной части кольцевой профилированной проточки 13, т.к. в этом случае часть расхода попадает на входную кромку, обеспечивая при этом дополнительный теплосъем.

Дополнительно выполнение тангенциальных каналов 14 под указанным углом к продольной оси камеры позволяет значительно уменьшить толщину входной стенки кольцевой профилированной проточки 13 при сохранении требуемых прочностных характеристик камеры, что также позволяет улучшить условия охлаждения камеры. Кроме этого, выполнение тангенциальных каналов 14 под указанным углом к продольной оси камеры улучшает условия сборки и соединения элементов пояса завесы между собой, т.к. в этом случае входное отверстие завесы оказывается удаленным на требуемое расстояние от элементов пояса завесы 12.

Способ защиты теплонапряженных участков камеры данного двигателя реализуется следующим образом.

Компоненты топлива поступают в смесительную головку 7 камеры 2 жидкостного ракетного двигателя 1. В смесительной головке 7 компоненты топлива перемешиваются, воспламеняются и сгорают. Поток продуктов сгорания компонентов топлива, имеющий высокую температуру, движется вдоль огневой стенки внутренней обечайки 9 к срезу сопла. Для защиты внутренней обечайки 9 от воздействия высоких температур по тракту охлаждения, образованному внутренней 9, наружной 10 обечайками и ребрами 11, подают охладитель, который снимает часть тепловых потоков, нагреваясь при этом сам.

В наиболее теплонапряженных местах камеры, для дополнительной защиты внутренних стенок, выполняют как минимум один пояс завесы 12. В поясе завесы 12 в кольцевую профилированную проточку 13, выполненную во внутренней обечайке 9, при помощи тангенциальных каналов 14, продольные оси которых расположены вне плоскости, перпендикулярной оси камеры 2, подают охладитель из полости подачи охладителя 15. Такая подача охладителя позволяет сообщить каждой струе охладителя не только тангенциальную, но и осевую составляющую скорости.

Наличие тангенциальной составляющей скорости позволяет придать жидкой пленке охладителя вращательное движение, благодаря чему пленка, прижимаясь центробежными силами к поверхности огневой стенки внутренней обечайки 9, меньше разбрызгивается, позже разрушается и на большей длине дополнительно защищает стенку.

Наличие осевой составляющей скорости позволяет в значительной степени улучшить условия работы входной части кольцевой профилированной проточки 13, т.к. в этом случае часть расхода попадает на входную кромку, обеспечивая при этом дополнительный теплосъем.

Выполнение тангенциальных каналов 14 под указанным углом к продольной оси камеры дополнительно позволяет значительно уменьшить толщину входной стенки кольцевой профилированной проточки 13 при сохранении требуемых прочностных характеристик камеры, что также позволяет улучшить условия охлаждения камеры. Кроме этого, выполнение тангенциальных каналов 14 под указанным углом к продольной оси камеры улучшает условия сборки и соединения элементов пояса завесы между собой, т.к. в этом случае входное отверстие завесы оказывается удаленным на требуемое расстояние от элементов пояса завесы 12.

Успешно проведенные авторами и заявителем многократные стендовые и летные огневые испытания камеры, для защиты огневой стенки которой применен предложенный способ охлаждения теплонапряженных участков камеры, подтвердили правильность заложенных конструкторско-технологических решений.

Успешно проведенные авторами и заявителем неоднократные огневые стендовые и летные испытания полноразмерного кислородно-керосинового ЖРД подтвердили правильность заложенных конструкторско-технологических решений.

Использование предложенного технического решения позволит обеспечить надежную защиту внутренних стенок камеры при обеспечении высокой степени совершенства внутрикамерных процессов.

1. Жидкостный ракетный двигатель, преимущественно кислородно-керосиновый, содержащий как минимум одну регенеративно охлаждаемую камеру, устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, причем камера включает смесительную головку, профилированную оболочку, состоящую из профилированных внутренней и наружной обечаек, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней обечайке, при этом на профилированной оболочке выполнен как минимум один пояс завесы, представляющий собой кольцевую профилированную проточку во внутренней обечайке, соединенную каналами с полостью подачи охладителя, предпочтительно керосина, причем оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы, отличающийся тем, что как минимум в одной камере выполнен как минимум один пояс завесы, в котором продольные оси большей части, предпочтительно всех, тангенциальных каналов, расположены вне плоскости, перпендикулярной оси камеры, и пересекают ее.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что оси тангенциальных каналов пересекают указанную плоскость под углом 4-10°, предпочтительно 6°.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отношение длины канала к его диаметру составляет от 3 до 8.

4. Способ охлаждения теплонапряженных участков камеры жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в подаче охладителя на внутреннюю поверхность огневой стенки камеры сгорания из кольцевых проточек, выполненных в огневой стенке камеры сгорания и соединенных тангенциальными каналами с полостью подачи охладителя, отличающийся тем, что, при подаче охладителя в кольцевую полость, струям охладителя дополнительно к радиальной составляющей скорости придают осевую составляющую.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что осевую составляющую скорости струям охладителя придают за счет расположения продольных осей большей части, предпочтительно всех, тангенциальных каналов, вне плоскости, перпендикулярной оси камеры.

6. Способ по п.4, отличающийся тем, что оси тангенциальных каналов направляют к указанной плоскости под углом 4-10°, предпочтительно 6°.

7. Способ по п.4, отличающийся тем, что отношение длины канала к его диаметру выбирают в пределах от 3 до 8.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к области двигателестроения 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 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 ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, при этом ось этих отверстий пересекает часть стенки кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями. Пояс завесы может быть выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла. Пояс завесы может быть выполнен на середине сужающейся части сопла. Может быть выполнено два пояса завесы. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, установленные с зазором и соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения внутренней стенки камеры сгорания, содержащее, в свою очередь, кольцевую деталь, сцентрированную по внутренней стенке с образованием кольцевой полости, кольцевую щель во внутренней стенке и внутренние тангенциальные отверстия, соединяющие эту щель с кольцевой полостью, дозирующие отверстия, соединяющие зазор между двумя стенками с кольцевой полостью, согласно изобретению кольцевая деталь и кольцевая полость в ней выполнены трапециевидной формы, при этом кольцевая деталь содержит переднюю стенку, цилиндрическую стенку и заднюю стенку, установленные с зазором внутри коллектора, дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям, а высота зазора между передним торцом и коллектором выполнена меньше, чем высота зазора между наружной и внутренней стенками. Отношение высоты зазора между передним торцом и коллектором к высоте зазора между наружной и внутренней стенками выполнено в диапазоне от 0,5 до 0,9. Внутренние тангенциальные отверстия выполнены в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания. На переднем торце выполнено оребрение. На заднем торце выполнено оребрение. На цилиндрической стенке выполнено оребрение. Соотношение длины внутренних тангенциальных отверстий к их диаметру выполнено в диапазоне от 1,0 до 2,5. Дозирующие отверстия выполнены калиброванными. В дозирующие отверстия установлены калиброванные жиклеры. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения камеры сгорания и увеличение удельной тяги двигателя. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, согласно изобретению на внутренней поверхности внешней оболочки в районе сужающейся и расширяющейся частей камеры сгорания выполнены дополнительные продольные ребра, при этом высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает высоты и толщины основных ребер. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения внутренней стенки камеры сгорания, содержащее, в свою очередь, кольцевую деталь, сцентрированную по внутренней стенке с образованием кольцевой полости, кольцевую щель во внутренней стенке и внутренние тангенциальные отверстия, соединяющие эту щель с кольцевой полостью, дозирующие отверстия, соединяющие зазор между двумя стенками с кольцевой полостью, согласно изобретению, дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям. Внутренние тангенциальные отверстия могут быть выполнены в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания. Кольцевая деталь может быть выполнена с цилиндрической и двумя торцовыми стенками передней и задней, при этом один из торцов выполнен наклонным. На переднем торце может быть выполнено оребрение. На заднем торце может быть выполнено оребрение. На цилиндрической стенке может быть выполнено оребрение. Соотношение длины внутренних тангенциальных отверстий к их диаметру может быть выполнено в диапазоне от 1,0 до 2,5. Дозирующие отверстия могут быть выполнены калиброванными. В дозирующие отверстия могут быть установлены калиброванные жиклеры. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения и увеличение удельной тяги двигателя. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Тракт охлаждения теплонапряженных конструкций содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ней проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Задачей предлагаемого изобретения является создание работоспособного на переходных и стационарных режимах работы устройства охлаждения сверхзвуковой части сопла с низким уровнем давления охладителя (Рохл<<Рк), что должно обеспечить возможность создания высокоэкономичных ЖРД с повышенным давлением в камере, с одновременным упрощением изготовления сопел и повышением их надежности. Решение поставленной задачи достигается тем, что в контуре циркуляции теплоносителя на магистрали, соединяющей выход тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла с входом турбины, установлен обратный клапан, а бак теплоносителя с клапаном присоединен к этой магистрали на участке между обратным клапаном и турбиной. Кроме этого, на участке магистрали между выходом тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла и обратным клапаном подключен выхлопной патрубок с клапаном или ресивер. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя и снизить его стоимость при одновременном обеспечении высокой экономичности. 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания, выполнены входные тангенциальные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, а параллельно оси камеры выполнены выходные отверстия. На внешней поверхности кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями выполнены турбулизаторы потока. Пояс завесы выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла, или на середине сужающейся части сопла, или выполнены два пояса завесы. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Тракт регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх