Способ утилизации невыработанных остатков компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей



Способ утилизации невыработанных остатков компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей
Способ утилизации невыработанных остатков компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей

 


Владельцы патента RU 2484283:

Казимиров Артем Витальевич (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено в ракетах-носителях, использующих токсичные и экологически опасные компоненты ракетного топлива. Способ утилизации невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей путем их одновременной подачи в дожигатель на этапе спуска ступени с дожиганием остатков горючего, после окончания окислителя, кислородом воздуха и выбрасыванием продуктов горения через боковую поверхность корпуса ступени, согласно изобретению выбрасывание продуктов горения осуществляется через сопла Лаваля, расположенные в конструкционных плоскостях ступени в направлениях, перпендикулярных ее продольной оси, а возникающие реактивные силы от сопел Лаваля используются для изменения углов атаки и рысканья корпуса ступени и управления ее спуском за счет ее аэродинамического качества корпуса ступени. Изобретение обеспечивает утилизацию компонентов ракетного топлива путем использования их энергии для управления спуском ступени. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено в ракетах-носителях (РН), использующих токсичные и экологически опасные компоненты ракетного топлива (КРТ).

Известно, что подавляющее большинство типов жидких КРТ являются токсичными веществами, вызывающими длительное загрязнение окружающей среды. Особо актуальным является этот вопрос в связи с тем, что в большинстве случаев траектории спуска отработанных (отделившихся) ступеней РН проходят над районами с достаточно развитой инфраструктурой, а топливные баки, содержащие невыработанные остатки КРТ разгерметизируются в атмосфере или, в подавляющем большинстве случаев, при ударе о Землю.

По статистике масса невыработанных остатков КРТ для первых ступеней РН легкого класса (например «Космос») составляет около 300 кг по горючему - несимметричному диметилгидразину (НДМГ) и около 1000 кг по окислителю на основе азотной кислоты (АК). Для первых ступеней тяжелых РН (например РН «Протон») невыработанный остаток по НДМГ составляет около 1200 кг и по азотному тетраоксиду - около 3600 кг [1].

Известно, что после входа ступени РН (далее по тексту - ступени) в атмосферу, она либо ориентируется тяжелым двигательным отсеком вперед, либо совершает колебательные и вращательные движения относительно своего центра масс. При этом ступень движется под действием только двух сил: силы тяжести и силы лобового сопротивления, направленной в первом случае строго в противоположную сторону относительно вектора скорости ступени. В случае вращательно или колебательного движения ступени относительно ее центра масс колебания или прецессия силы лобового сопротивления также будет происходить симметрично относительно вектора скорости. Спуск ступени носит неуправляемый характер и происходит по баллистической траектории. Из-за действия большого числа случайных факторов площадь рассеяния точек падения ступеней значительна. Так, под районы падения (РП) отработанных ступеней, запущенных с космодрома «Плесецк» отводят около 50 тыс.км2, а для космодрома «Байконур» - более 95 тыс.км2. Причем для «Байконура» более половины отведенных площадей - это территории республик Казахстана и Туркмении [2].

Известны способы уменьшения площадей РП отработанных ступеней за счет управления их спуском на атмосферном участке траектории посредством дополнительных аэродинамических поверхностей (выдвижные и надувные крылья, парашюты). Конструктивным недостатком ступеней с дополнительными аэродинамическими поверхностями является ухудшение их массовых и аэродинамических характеристик на этапе активной работы ступени [3, 4].

Известен способ управления спуском космических аппаратов «Апполон», «Джемини» и «Союз» за счет изменения угла крена посредствам специальных жидкостных ракетных двигателей с вытеснительной системой подачи КРТ в камеры сгорания [5].

Известен способ уничтожения невыработанных остатков жидких КРТ в отработанных ступенях на этапе спуска путем их сжигания в бортовом дожигателе, находящемся в нижней части ступени. Дожигатель начинает работать после стабилизации полета ступени и ориентации ее тяжелым двигательным отсеком вперед. Подача горючего и окислителя в дожигатель осуществляется одновременно за счет давления наддува баков и их гидростатического давления, а выбрасывание продуктов сгорания осуществляется не в донную часть ступени. Выключение дожигателя происходит в момент окончания одного из компонентов ракетного топлива. При этом оставшееся количество второго компонента ракетного топлива попадает в окружающую среду после падения ступени [6].

Известен способ уничтожения невыработанных остатков жидких КРТ на этапе спуска отработанных ступеней (после их отключения и до столкновения с Землей), при реализации которого в отличие от способа, описанного в [6], КРТ в камеру дожигателя сначала подаются с избытком окислителя. После окончания окислителя, в дожигатель начинает подаваться воздух для сжигания остатка горючего [7]. При этом в момент удара ступени о поверхность Земли в окружающую среду могут попасть только пары КРТ и их остатки в виде пленки смачивания на стенках бака.

Последний способ взят в качестве прототипа.

Прототип имеет основной недостаток: энергия продуктов сгорания, образовавшихся в дожигателе, безвозвратно теряется.

Задачей изобретения является разработка такого способа утилизации невыработанных остатков КРТ на этапе спуска ступени, который бы позволял использовать энергию продуктов сгорания КРТ, образующихся в дожигателе, для создания сил, способных изменять углы атаки и рысканья корпуса ступени (по отношению к набегающему потоку воздуха), и далее использовать возникающие при этом аэродинамические силы, обусловленные аэродинамическим качеством корпуса ступени, для управления ее спуском.

Техническим результатом осуществления указанного способа утилизации невыработанных остатков КРТ в отработанных ступенях РН является утилизация остатков КРТ путем использование их энергии для осуществления управления спуском ступени за счет аэродинамического качества ее корпуса.

Этот технический результат способа утилизации невыработанных остатков жидких КРТ в отработанных ступенях путем их одновременной подачи в дожигатель на этапе спуска ступени с дожиганием остатков горючего, после окончания окислителя, кислородом воздуха и выбрасыванием продуктов горения через боковую поверхность корпуса ступени достигается тем, что, помимо использования указанных выше общих с прототипом признаков, вводятся такие новые признаки как выбрасывание продуктов горения КРТ через сопла Лаваля, расположенные в конструкционных плоскостях ступени, в направлениях, перпендикулярных ее продольной оси, и использование реактивных сил, возникающих при выбрасывании продуктов горения из сопел Лаваля, для изменения углов атаки и рысканья корпуса ступени и управления ее спуском за счет аэродинамического качества корпуса ступени.

Сущность изобретения заключается в том, что при изменении углов атаки корпуса ступени за счет приложения к ее корпусу сил от сопел Лаваля, через которые выбрасываются образующиеся в дожигателе продукты сгорания невыработанных остатков КРТ, возникают аэродинамические силы, достаточные для изменения траектории движения ступени и увода ее точки падения на Землю.

Благодаря сочетанию общих с прототипом признаков и новых признаков, отделившаяся ступень приобретает новое свойство - способность утилизации невыработанных остатков КРТ путем использования их энергии для осуществления управления спуском ступени за счет аэродинамического качества ее корпуса.

Физическое обоснование возможности получения указанного выше технического результата заключается в следующем. После стабилизации ступени тяжелым двигательным отсеком навстречу набегающему потоку воздуха V ¯ (фиг.1) невыработанные остатки КРТ под действием инерционных сил собираются у нижних днищ баков. Затем начинается одновременная подача невыработанных остатков КРТ в дожигатель, размещенный в нижней части ступени (например, в двигательном отсеке).

Подача КРТ в дожигатель происходит под действием остаточного давления наддува топливных баков и гидростатического давления, обусловленного высотой столба каждого из КРТ и величиной ускорения торможения. При этом подача КРТ в дожигатель производится с избытком окислителя. После его окончания в дожигатель начинает подаваться воздух, кислород которого используется в ходе горения остатка горючего. Горение в дожигателе прекращается в момент окончания горючего.

В отличие от прототипа продукты сгорания КРТ, образующиеся в дожигателе, выбрасываются через сопла Лаваля, расположенные на боковой поверхности ступени в ее конструкционных плоскостях, в направлениях, перпендикулярных продольной оси ступени, и создают в этих направлениях реактивные силы.

Такой характер приложения реактивных сил от сопел Лаваля приводит к изменению углов атаки и рыскания корпуса ступени (по отношению к набегающему потоку воздуха) и, как следствие, - к появлению, кроме силы лобового сопротивления, подъемной и боковой аэродинамических сил, приложенных к корпусу ступени. Совокупность этих аэродинамических сил, обусловленных аэродинамическим качеством корпуса ступени, и изменяет траекторию ее движения.

Физическое обоснование эффекта от введения отличительных признаков изобретения поясняется чертежом (см. фиг.1). На фиг.1 показана схема распределения сил, возникающих при спуске в атмосфере ступени, оснащенной связанными с дожигателем соплами Лаваля, установленными в конструкционных плоскостях ступени и создающими реактивные силы в направлениях, перпендикулярных ее продольной оси. Для упрощения рисунка ступень показана с одним соплом. Реактивная сила от сопла Лаваля F ¯ y n (являющаяся по своему назначению управляющей силой), действует перпендикулярно продольной оси ступени (ось X), создает управляющий момент Мyn относительно центра масс О ступени и вызывает ее поворот относительно центра масс. Это, в свою очередь, приводит к изменению полной аэродинамической силы R ¯ , приложенной в центре давления - точке D и, следовательно, - к изменению проекции силы R ¯ на оси скоростной системы координат OXaYaZa. Они называются: Хa - сила лобового сопротивления, Ya - подъемная сила, Za - боковая сила.

Например, если реактивная сила F ¯ y n действует в плоскости тангажа, то создаваемый ею управляющий момент Myn поворачивает ступень относительно оси Z связанной системы координат OXYZ до такого угла атаки α, при котором стабилизирующий аэродинамический момент корпуса ступени Mz становится равным управляющему моменту Myn. При этом изменяется сила лобового сопротивления Хa и появляется отличная от ноля подъемная сила Ya. Суммарное действие этих сил, лежащих в плоскости тангажа, приводит к изменению дальности полета ступени на этапе спуска по сравнению с баллистическим неуправляемым спуском.

Аналогичным образом могут действовать реактивные силы, создаваемые соплами Лаваля, установленными в других плоскостях ступени. Суммарное действие всех этих сил приведет к изменению полного угла атаки α, изменению силы лобового сопротивления Хa и появлению отличных от ноля подъемной Ya и боковой Za аэродинамических сил. Это позволяет изменять траекторию спуска ступени в нужном направлении по сравнению с баллистической не только в плоскости тангажа, но и по курсу, и направлять спускающуюся ступень в нужную точку РП, удобную для последующего поиска и вывоза ступени, утилизируя таким образом невыработанные остатки КРТ.

Избыток окислителя в подаваемых в дожигатель КРТ (который достигается за счет подбора гидравлических характеристик системы их подачи) обеспечивает гарантированное уничтожение окислителя. Последующее после окончания окислителя дожигание горючего в кислороде атмосферного воздуха обеспечивает гарантированное уничтожение и остатка токсичного горючего до момента удара ступени с поверхностью Землю.

Суть изобретения поясняет чертеж (фиг.2). На нем позициями обозначено:

1 - зона повышенного давления торможения набегающего потока воздуха Рторм;

2 - клапаны подачи продуктов сгорания к соплам Лаваля;

3 - сопла Лаваля;

4 - клапан подачи воздуха в дожигатель;

5 - клапан подачи горючего в дожигатель;

6 - дожигатель;

7 - маршевый двигатель;

8 - клапан двойного действия подачи окислителя в дожигатель;

9 - клапан сообщения нижней части заправочной магистрали окислителя с расходной магистралью окислителя;

10 - насос окислителя;

11 - заправочно-сливной клапан окислителя;

12 - заправочная магистраль окислителя;

13 - бак горючего;

14 - бак окислителя;

15 - заборное устройство бака окислителя;

16 - заборное устройство бака горючего;

17 - пусковой мембранный клапан окислителя;

18 - заправочно-сливной клапан горючего;

19 - расходная магистраль окислителя;

20 - пусковой мембранный клапан горючего;

21 - расходная магистраль горючего;

22 - насос горючего;

23 - отсечные клапаны окислителя;

24 - отсечные клапаны горючего;

25 - воздуховод.

Предложенный способ осуществляется следующим образом. На заатмосферном участке спуска ступени остатки КРТ находятся в состоянии невесомости и совместно с газами наддува топливных баков образуют в каждом из них соответствующие газово-жидкостные смеси. После входа в атмосферу ступень ориентируется тяжелым двигательным отсеком вперед (фиг.1) и на ее днище образуется зона 1 (фиг.2) повышенного давления торможения набегающего потока воздуха Pторм, приводящего к появлению силы лобового сопротивления Xa, (фиг.1), которая вызывает торможение ступени.

Остатки КРТ по инерции собираются у заборных устройств 15 и 16 баков окислителя 14 и горючего 13 соответственно. Далее, через прорванный при запуске маршевых двигателей 7 пусковой мембранный клапан окислителя 17 окислитель заполняет расходную магистраль окислителя 19, насос окислителя 10 и далее всю линию подачи окислителя, вплоть до закрытого (в момент отключения маршевых двигателей 7) отсечного клапана окислителя 23. Также заполняется заправочная магистраль окислителя 12 до заправочно-сливного клапана 11.

Аналогично по линии подачи горючего через прорванный при запуске маршевых двигателей 7 пусковой мембранный клапан горючего 20 горючее заполняет расходную магистраль горючего 21, насос горючего 22 и далее всю линию подачи горючего, вплоть до закрытого отсечного клапана горючего 24. Также заполняется заправочная магистраль горючего (на фиг.2 не обозначена) до заправочно-сливного клапана горючего 18.

После этого срабатывают клапаны 5 и 8 подачи (из соответствующих расходных магистралей) окислителя и горючего в дожигатель 6, срабатывают клапаны сообщения тупиковых участков заправочных магистралей (например, клапан 9) с соответствующими магистралями подачи КРТ на дожигание. Окислитель и горючее поступают в дожигатель 6 под действием остаточного давления наддува Р б " О " и Р б " Г " баков окислителя 14 и горючего 13 соответственно и под действием гидростатического давления столба жидкости.

При работе дожигателя 6, продукты горения выпускаются через сопла Лаваля 3, сориентированные таким образом, чтобы векторы создаваемых ими реактивных сил были перпендикулярны продольной оси ступени - оси X. Суммарное действие реактивных сил от всех сопел Лаваля приводит к появлению управляющего момента Myn и изменению полного угла атаки α до такого его значения, при котором стабилизирующий аэродинамический момент корпуса ступени Mz становится равным управляющему моменту Myn. Стабилизация корпуса ступени на угле атаки α, отличном от ноля, приводит к изменению силы лобового сопротивления Xa и появлению отличных от ноля подъемной Ya и боковой Za аэродинамических сил. Регулирование величины реактивных сил сопел Лаваля осуществляется посредством клапанов 2, установленных в газоводах подачи продуктов сгорания КРТ к соплам Лаваля. Под действием перечисленных выше аэродинамических сил изменяется траектория спуска ступени.

Окислитель подается с избытком, поэтому он заканчивается раньше. В момент его окончания клапан двойного действия 8 закрывается для исключения поступления в дожигатель 6 газа наддува бака окислителя. Одновременно с клапаном 8 срабатывает на открытие клапан 4 подачи воздуха в дожигатель (например, мембранного тапа). В результате его открытия воздух из зоны 1 повышенного давления торможения набегающего потока воздуха Pторм по воздуховоду 25 начнет поступать в дожигатель 6, и процесс горения остатка горючего продолжится в среде кислорода воздуха. Продукты сгорания остатка горючего также можно использовать для создания управляющего моменту Myn.

Срабатывание клапана 8 на закрытие требуется в том случае, если бак окислителя наддувается газом, отличным от воздуха, например азотом или гелием.

Предлагаемая последовательность подачи КРТ в дожигатель с избытком окислителя на первом этапе и использования воздуха для дожигания остатка горючего после окончания окислителя позволяет уничтожить оба компонента в условиях вероятностно неопределенного характера соотношения окислителя и горючего на момент отключения маршевых двигателей 7, обусловленной погрешностью работы системы регулирования подачи КРТ РН.

Если же КРТ в дожигатель 6 будут подаваться в соотношениях, близких к рабочим, либо в стехиометрическом соотношении, то возможно возникновение ситуации, когда горючее выработается раньше окислителя. В этом случае уничтожение окислителя, оставшегося в ступени на момент окончания горючего, будет невозможно.

Как показывают расчеты с использованием математических моделей, учитывающих изменение аэродинамических сил по времени (вследствие изменения величины равновесных углов атаки α из-за изменения плотности воздуха от высоты полета, давлений подачи КРТ - вследствие уменьшения высоты столба остатка каждого КРТ и т.д.) [8, 9] применение заявленного способа утилизации невыработанных остатков КРТ в отработанных ступенях жидкостных РН приведет к уводу их точек падения на Землю на десятки километров по дальности и по курсу по сравнению с неуправляемым баллистическим спуском.

Литература

1. Козлов Е.А., Архипов В.А., Березиков А.П., Шереметьева У.М., Третьяков Н.С. Математическое моделирование техногенных загрязнений при отделении ступеней ракет-носителей// Тезисы докладов Всероссийской конференции «Современные методы математического моделирования природных и антропогенных катастроф» - Кемерово: ИВТ СО РАН, 2005.

2. www.rian.ru, интервью Юрия Зайцева 15.10.2007.

3. lenta.ru/russia/2004/07/23/regions/.

4. Spacenews.ru, 8 июня 2006 г.

5. www.astronaut.ru/bookcase/books/popov02/text/09.htm.

6. Патент на изобретение №2196081 «Способ уничтожения невыработанных остатков жидких компонентов ракетных топлив в отработанных ступенях жидкостных ракет».

7. Патент на изобретение №2189484 «Способ уничтожения невыработанных остатков компонентов ракетных топлив в отработанных ступенях жидкостных ракет».

8. Казимиров А.В., Ведерников М.В. Обоснование необходимости и возможности создания систем управления отработанными ступенями РН на этапе спуска путем дожигания невыработанных остатков КРТ // Труды ВКА имени А.Ф. Можайского, выпуск 627, С-Пб, ВКА имени А.Ф.Можайского, РФ 2010 г.

9. Казимиров А.В., Ведерников М.В. Результаты расчетов траектории спуска первой ступени ракеты-носителя 11К65М, корректируемой при помощи невыработанных остатков КРТ // Труды ВКА имени А.Ф. Можайского, выпуск 631, С-Пб, ВКА имени А.Ф.Можайского, РФ 2011 г.

Способ утилизации невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей путем их одновременной подачи в дожигатель на этапе спуска ступени с дожиганием остатков горючего, после окончания окислителя, кислородом воздуха и выбрасыванием продуктов горения через боковую поверхность корпуса ступени, отличающийся тем, что выбрасывание продуктов горения осуществляется через сопла Лаваля, расположенные в конструкционных плоскостях ступени в направлениях, перпендикулярных ее продольной оси, а возникающие реактивные силы от сопел Лаваля используются для изменения углов атаки и рысканья корпуса ступени и управления ее спуском за счет ее аэродинамического качества корпуса ступени.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). .

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 ракетным двигателям. .

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). .
Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). .

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

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

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано в других областях техники

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к способам и 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 способам для перемешивания и распиливания компонентов топлива жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ кислородно-керосинового-водородного ЖРД заключается в подаче компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны. На режиме первой ступени кислород в камеру сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, причем выходной профиль каналов выполняют эквидистантным профилю наконечника, при этом выходная часть каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой форсунки. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования. 2 ил.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно работающих на трехкомпонентном топливе. Камера ЖРД содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, 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, при этом 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. Во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника. Изобретение обеспечивает повышенную экономичность рабочего процесса при работе смесительной головки камеры как в качестве трехкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-керосин-водород», так и в качестве двухкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-водород». 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, характеризующийся тем, что он 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, при этом в указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны, причем 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, при этом 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, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования при работе на трехкомпонентном топливе. 5 ил.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к способам и устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного ЖРД, преимущественно кислородно-керосинового-водородного, заключается в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны. На режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования. 2 ил.

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно кислородно-керосинововодородного, заключается в подаче компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, характеризующийся тем, что на режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной четырехлучевой звездообразной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной четырехлучевой поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования. 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей 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 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 во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего. Изобретение обеспечивает работу двигателя на трехкомпонентном топливе и повышение полноты смесеобразования. 5 ил.

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ заключается в подаче компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны. На режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой форсунки, керосин - через каналы, выполненные во втулке, причем выходной профиль указанных каналов выполняют эквидистантным профилю наконечника, при этом выходная часть каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная -соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования. 2 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). Соосно-струйная форсунка содержит корпус с полым наконечником, в выходной части которого имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, и соединяющим полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость водорода с зоной горения, при этом радиально расположенные пазы выполнены таким образом, что периметр центральной части струи, ограниченный образующими лучей, составляет не более 3s, a 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, а входная - соединяется с полостью блока керосина. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования. 2 ил.
Наверх