Камера жидкостного ракетного двигателя



Камера жидкостного ракетного двигателя
Камера жидкостного ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2478814:

Открытое Акционерное Общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике. Камера ЖРД содержит корпус с раструбом, вкладыш с соплом и стенкой камеры сгорания и форсуночную головку, при этом вкладыш, по крайней мере, на участке сопла выполнен из композиционного материала с геликоидной намоткой препрега тканой ленты и расположением волокон ее основы и утка под углами к продольной кромке ленты, близкими по величине. Изобретение обеспечивает повышение надежности камеры. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике.

Известна камера жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), содержащая корпус с раструбом, вкладыш с соплом и стенкой камеры сгорания и форсуночную головку - патент RU 2100636, F02K 9/62, F02K 9/97 на изобретение «Камера жидкостного ракетного двигателя», опубликовано 27.12.1997 г.

По своим признакам и достигаемому результату эта камера ЖРД наиболее близка к заявляемой и принята за прототип.

Недостаток известной камеры ЖРД заключается в малой надежности, обусловленной недостаточной температурной стойкостью материала на участке сопла.

Технический результат изобретения заключается в повышении надежности камеры ЖРД.

Названный технический результат достигается тем, что в камере ЖРД, содержащей корпус с раструбом, вкладыш с соплом и стенкой камеры сгорания и форсуночную головку, согласно изобретению вкладыш, по крайней мере, на участке сопла выполнен из композиционного материала с геликоидной намоткой препрега тканой ленты и расположением волокон ее основы и утка под углами к продольной кромке ленты, близкими по величине.

Ниже, со ссылкой на прилагаемый чертеж, где показано на:

Фиг.1 - камера в осевом сечении;

Фиг.2 - препрег тканой ленты,

дается описание предлагаемого изобретения.

Камера ЖРД содержит корпус 1 с раструбом 2, вкладыш 3 с соплом 4 и стенкой 5 камеры сгорания 6 и форсуночную головку 7.

Вкладыш 3, по крайней мере, на участке сопла 4 выполнен из композиционного материала с геликоидной намоткой препрега тканой ленты 8 и расположением волокон ее основы 9 и утка 10 под углами αo и αy соответственно к продольной кромке 11 ленты 8, близкими по величине, например с допуском ±5°.

Вкладыш 3 выполнен со скрепленными между собой клеевой композицией А соплом 4 и стенкой 5 камеры сгорания 6, изготовленных, например, из углерод-керамического материала.

При работе камеры ЖРД компоненты топлива подаются из форсуночной головки 7 в камеру сгорания 6, из которой продукты горения топлива высокотемпературным потоком под давлением истекают через сопло 4, вызывая усиленный разогрев последнего, особенно в зоне критического сечения. При этом температурное воздействие потока продуктов горения топлива на композиционный материал сопла 4 происходит с торцов волокон основы 9 и утка 10 (что обеспечивает в процессе работы камеры ЖРД значительное замедление уноса материала сопла и уменьшенное нарушение его геометрии).

Камера ЖРД по сравнению с прототипом характеризуется повышенной надежностью.

Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая корпус с раструбом, вкладыш с соплом и стенкой камеры сгорания и форсуночную головку, отличающаяся тем, что вкладыш, по крайней мере, на участке сопла выполнен из композиционного материала с геликоидной намоткой препрега тканой ленты и расположением волокон ее основы и утка под углами к продольной кромке ленты, близкими по величине.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки для сопла ракетного двигателя. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки сопела ракетного двигателя, стартующего из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании соплового блока ракетного двигателя твердого топлива. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении сферической заглушки с фланцем для сопла ракетного двигателя, стартующего из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел переменной степени расширения в твердотопливных двигателях. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях с раздвижными соплами для определения времени выдвижения насадка в рабочее положение.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), имеющего большое время работы. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании заглушки ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), эксплуатирующегося под водой и запускаемого после его выталкивания пороховым аккумулятором давления (ПАДом) из пускового контейнера.

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 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
Наверх