Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе



Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе
Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе
Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе
Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе

 


Владельцы патента RU 2488712:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет (ТГУ) (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к организации процесса подготовки и сжигания газообразного топлива в камере сгорания. Предварительно газифицированные компоненты топлива, газообразный гелий из системы вытеснения и порошок алюминия подаются в форкамеру для смешения. Далее смесь через периферийный тангенциальный завихритель вводится в камеру сгорания со стороны сопловой крышки. Двигаясь по спирали вдоль стенки камеры сгорания в сторону головной части, смесь защищает стенки камеры сгорания от теплового воздействия горящей части потока из осевой области двигателя. Наличие гелия уменьшает молекулярную массу продуктов сгорания, что ведет к увеличению удельного импульса двигателя. Для повышения температуры горения в смесь вводится порошок алюминия. Изобретение обеспечивает увеличение энерготяговых характеристик и защиту корпуса камеры от теплового воздействия продуктов сгорания. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, работающих на газообразных компонентах топливной смеси.

В настоящее время наиболее распространенными типами ракетных двигателей являются жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) [1]. Организация процессов горения в ракетном двигателе на газообразном топливе может найти применение при создании специальных двигательных установок. В частности, при создании ракетных двигателей малой тяги для увода отработанных ступеней ракет-носителей с занимаемых орбит, перспективным является использование в качестве газообразного топлива газифицированных жидких компонентов гарантийного запаса топлива ЖРД [2].

Известен способ организации рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя [3], в котором используют самовоспламеняющиеся компоненты топлива. При этом их подача в камеру сгорания осуществляется через тангенциальные вводы в соответствующие соосные камеры закручивания двухкомпонентной центробежной форсунки. Закрутка компонентов способствует более полному перемешиванию компонентов топливной смеси и обеспечивает тепловую защиту камеры сгорания. В патенте [4] предложено использование форкамеры (предкамеры) для закрутки и смешения топливной смеси за счет подачи газообразных компонентов с помощью шнека. Для повышения энергетических характеристик ракетных двигателей в [5] предложено использовать газообразный гелий в качестве инертной добавки, снижающей молекулярную массу продуктов сгорания.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является организация процесса сжигания топлива в камере сгорания с использованием вихревого движения для организации процессов смесеобразования и сгорания компонентов топлива [6]. При этом основная часть компонентов подается со стороны соплового блока через форсунки, расположенные равномерно по касательной к окружности под углом 60° к поверхности свода камеры сгорания.

Техническим результатом настоящего изобретения является организация процесса сжигания газообразного топлива, обеспечивающая достижение максимального значения энерго-тяговых характеристик двигательной установки и защиту корпуса камеры сгорания от теплового воздействия со стороны зоны горения при минимизации габаритов конструкции.

Технический результат достигается тем, что в камере сгорания космической двигательной установки на газообразном топливе топливные компоненты закручивают посредством их тангенциального ввода в камеру сгорания со стороны сопловой крышки двигателя. Газообразные горючее и окислитель предварительно перемешивают в форкамере с газообразным гелием и порошком алюминия со средним размером частиц не более 10 мкм, причем массовые доли компонентов топливной смеси (горючее, окислитель, порошок алюминия и гелий) находятся в соотношении, соответственно

zf/zox/zAl/zHe=0.10/0.45/0.09/0.36

для топлива керосин+кислород,

zf/zox/zAl/zHe=0.11/0.55/0.11/0.23

для топлива водород+кислород,

где zf - массовая доля горючего;

zox - массовая доля окислителя;

zAl - массовая доля порошка алюминия;

zHe - массовая доля гелия.

Ввод гелия в форкамеру осуществляют из системы вытеснения топливных баков ЖРД, а газообразные горючее и окислитель получают газификацией гарантийного запаса жидких компонентов в топливных баках ЖРД, причем наряду с перечисленными традиционными компонентами (керосин, водород) используют и другие углеводородные соединения, например, метан, бутан, пропан.

Достижение положительного эффекта изобретения обеспечивается следующими факторами.

1. Применение предварительного перемешивания компонентов топлива в форкамере (предкамере) с инертным газообразным гелием и порошком алюминия обеспечивает более однородную топливную смесь.

2. Подача закрученного потока со стороны сопла позволяет, сократить габариты камеры сгорания и организует эффективную тепловую защиту стенок камеры сгорания.

3. Использование при горении смеси порошка алюминия увеличивает температуру в камере сгорания T, что обеспечивает устойчивое горение топлива при содержании инертного разбавителя (гелия) z>масс.%.

4. Использование в процессе горения порошка алюминия дисперсностью не менее 10 мкм позволяет добиться высокой полноты сгорания алюминия.

5. Добавление в топливную смесь инертного газообразного гелия уменьшает молекулярную массу рабочего тела и увеличивает значение удельного импульса тяги, [1]:

I у д ~ T M ,                                        (1)

где Iуд - удельный импульс тяги;

T - температура в камере сгорания;

М - молекулярная масса рабочего тела.

6. Применение для работы двигателя газифицированных компонентов жидкого топлива из гарантийных запасов ЖРД и газообразного гелия из системы вытеснения топливных баков позволяет добиться более полной их утилизации, что повышает энерго-массовые характеристики двигателя.

Сущность изобретения поясняется схемой (Фиг.1), где представлен способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе. Цифрами обозначено: 1. - корпус камеры сгорания; 2. - сопло; 3. - бак горючего; 4. - бак окислителя; 5. - форкамера; 6. - периферийный тангенциальный завихритель. Реализация способа осуществляется следующим образом. Предварительно газифицированные компоненты топлива (горючее и окислитель) совместно с газообразным гелием из системы вытеснения подаются в форкамеру смешения. Одновременно в эту же форкамеру поступает порошок алюминия дисперсностью не менее 10 мкм. Из форкамеры смесь через периферийный тангенциальный завихритель поступает в камеру сгорания со стороны сопловой крышки по направлению к головной части камеры. Двигаясь по спирали вдоль стенки камеры сгорания в сторону головной части подготовленная к сжиганию смесь нагревается. Воспламенение уже нагретой смеси, происходит при развороте потока в области головной крышки камеры сгорания. Горящая часть потока занимает центральную часть полости камеры в области оси двигательной установки. Одновременно, нагреваясь, периферийная часть потока смеси защищает стенки камеры сгорания от теплового воздействия со стороны горящей части потока из осевой области двигателя.

Пример реализации 1

Для двигательной установки с керосином в качестве горючего и кислородом в качестве окислителя топливная смесь включает керосин, кислород, порошок алюминия и гелий. Оптимальное соотношение массовых долей каждого из компонент (соответственно, zf, zox, zAl и z) было определено при анализе результатов параметрических расчетов величины удельного импульса для степени расширения сопла рка=1/0.05 (рк - давление в камере сгорания, ра - наружное давление). Выбор степени расширения обусловлен условиями работы двигателя в космосе на высоте разделения ступеней ракеты - носителя с ЖРД. В расчетах, проведенных по программе «Астра-2» [7], предполагалось, что в данной смеси горючие компоненты (керосин и алюминий) с окислителем (кислород) находятся в стехиометрическом соотношении. Причем, содержание порошка алюминия составляет 20 масс.% от массы газообразных компонентов топлива (керосина и кислорода, требующегося для его сгорания). Для определения оптимального содержания гелия в указанной смеси варьировали его массовую долю z. Результаты расчета Iуд от z приведены на Фиг.2. Анализ результатов, представленных на фиг.2, показывает, что для состава без алюминия (кривая 1) максимальное значение Iуд=2.77 км/с достигается при z=0.37. Для состава с алюминием (кривая 2) максимальное значение Iуд=3.19 км/с достигается при zHe=0.45. Таким образом, введение в данную смесь порошка алюминия увеличивает удельный импульс на 15%. Из этих же графиков видно, что сначала добавление доли гелия в топливной смеси приводит к росту удельного импульса, а затем повышение доли гелия приводит к снижению удельного импульса. Таким образом, оптимальное для данного примера соотношение массовых долей компонент является zf/zox/zAl/zHe=0.10/0.45/0.09/0.36.

Выбор значения zAl в количестве 20 масс.% обусловлен анализом литературных данных [8] по оптимальному содержанию порошка алюминия для твердых ракетных топлив. Проведенный анализ показывает, что дальнейшее увеличение содержания алюминия приводит к росту двухфазных потерь и, в конечном счете, к снижению Iуд.

Наличие оптимального значения z в топливной смеси связано с наличием двух альтернативных механизмов влияния добавки гелия на удельный импульс двигателя. С одной стороны, низкая молекулярная масса гелия М ведет к уменьшению молекулярной массы смеси М и увеличению Iуд, согласно соотношению (1), а, с другой стороны, гелий является инертным веществом, не участвует в процессе горения, снижает общую температуру в камере как балластное вещество.

В данном примере реализации 1 максимальное повышение Iуд при совместном влиянии добавок порошка алюминия и гелия в топливную смесь относительно Iуд при zHe=0 и zAl=0 составило 52%.

Пример реализации 2.

Для двигательной установки (Фиг.1) в топливную смесь, включающую окислитель - кислород, горючее - водород и порошок алюминия, добавляется инертный разбавитель - гелий Как и в примере реализации 1 соотношение горючего и окислителя выбирается стехиометрическим, доля алюминия составляет 20 масс.% от массы газообразных компонентов топлива (водорода и кислорода, необходимого для его сжигания), а оптимальное соотношение массовых долей каждого из компонент (соответственно, zf, zox, zAl и z) было определено при анализе результатов параметрических расчетов величины удельного импульса для степени расширения сопла pк/pa=1/0.05, проведенных по программе «Астра-2». Результаты расчета Iуд от z приведены на Фиг.3. Анализ результатов, представленных на Фиг.4, показывает, что для состава без алюминия (кривая 1) максимальное значение Iуд=3.95 км/с достигается при zHe=0.25. Для состава с алюминием (кривая 2) максимальное значение Iуд=4.27 км/с достигается при z=0.23. Таким образом, введение в данную смесь порошка алюминия увеличивает удельный импульс на 8%. Из этих же графиков видно, что сначала добавление доли гелия в топливной смеси приводит к росту удельного импульса, а затем повышение доли гелия приводит к снижению удельного импульса. Таким образом, оптимальное для данного примера соотношение массовых долей компонентов является zf/zox/zAl/zHe=0.11/0.55/0.11/0.23.

В данном примере реализации 2 максимальное повышение Iуд при совместном влиянии добавок порошка алюминия и гелия в топливную смесь относительно Iуд при z=0 и zAl=0 составило 22%.

Пример реализации 3.

В качестве горючего в топливной смеси могут использоваться и другие углеводороды. В частности для двигательной установки (Фиг.1) в топливную смесь, включающую окислитель - кислород, горючее - метан и порошок алюминия, добавляется инертный разбавитель - гелий. Как и в примере реализации 1 соотношение горючего и окислителя выбирается стехиометрическим, доля алюминия составляет 20 масс.% от массы газообразных компонентов топлива (метана и кислорода, необходимого для его сжигания), а оптимальное соотношение массовых долей каждого из компонент (соответственно, zf, zox, zAl и z) было определено при анализе результатов параметрических расчетов величины удельного импульса для степени расширения сопла рка=1 /0.05, проведенных по программе «Астра-2». Результаты расчета Iуд от z приведены на фиг.3. Анализ результатов, представленных на Фиг.4, показывает, что для состава без алюминия (кривая 1) максимальное значение Iуд=3.71 км/с достигается при zHe=0.25. Для состава с алюминием (кривая 2) максимальное значение Iуд=3.93 км/с достигается при z=0.25. Таким образом, введение в данную смесь порошка алюминия увеличивает удельный импульс на 5%. Из этих же графиков видно, что сначала добавление доли гелия в топливной смеси приводит к росту удельного импульса, а затем повышение доли гелия приводит к снижению удельного импульса. Таким образом, оптимальное для данного примера соотношение массовых долей компонент является zf/zox/zAl/z=0.11/0.53/0.11/0.25.

В данном примере реализации 3 максимальное повышение Iуд при совместном влиянии добавок порошка алюминия и гелия в топливную смесь относительно Iуд при z=0 и zAl=0 составило 26%.

Приведенные результаты анализа примеров реализации доказывают, что поставленная задача по повышению энерго-массового совершенства (в частности, удельного импульса ракетной системы) с использованием газифицированных компонентов топлива, газообразного гелия из системы вытеснения и порошка алюминия решена.

ЛИТЕРАТУРА

1. Алемасов В.Е. и др. Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов машиностроительных специальных вузов/В.Е.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин; под ред. В.П.Глушко. - М.: Машиностроение, 1980. - 533 с.

2. Белоконов И.В., Круглов Г.Е., Трушляков В.И., Юдинцев В.В. Оценка возможности управляемого схода с орбиты верхней ступени РН "Союз" за счет использования остатков топлива в баках. Всероссийская научно-техническая конференция "Актуальные проблемы ракетно-космической техники и ее роль в устойчивом социально-экономическом развитии общества", посвященная 50-летию образования ЦСКБ и 90-летию со дня рождения Д.И.Козлова. (4/2) Самара. 2009 (с.68-72).

3. Казанкин Ф.А., Кутуев Р.Х., Ларин Е.Г., Мезенин П.Б. Способ организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги: RU 2192556 С2. Российская Федерация//Б.И. 10.11.2002.

4. Весноватов А.Г., Барсуков О.А. Жидкостной ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного двигателя малой тяги: RU 2183761 С2. Российская Федерация//Б.И. 20.05.2002.

5. Чванов В.А., Архангельский В.И., Клепиков И.А., Стернин Л.Е., Хазов В.Н., Коновалов С.Г., Каторин Б.И. Жидкостной ракетный двигатель на топливе, содержащим гелиевую добавку: RU 2273754 С2. Российская Федерация//Б.И. 20.03.2005.

6. Тимошенко И.К. Вихревой ракетный двигатель: RU 2300007 С1. Российская Федерация//Б.И. 27.05.2007.

7. Применение ЭВМ для термодинамических расчетов металлургических процессов /Г.Б.Синярев, Н.А.Ватолин, Б.Г.Трусов, Г.К.Моисеев. М.: Наука, 1982. - 263 с.

8. А.В.Алиев и др. Внутренняя баллистика РДТТ / А.В.Алиев, Г.Н.Амарантов, В.Ф.Ахмадеев, под ред. А.М.Липанова, Ю.М.Милехина Серия: Справочная б-ка разработчика-исследов. - М: Машиностроение, 2007, - 501 с.

1. Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе, включающий закрутку топливных компонентов посредством их тангенциального ввода в камеру сгорания со стороны сопловой крышки двигателя, отличающийся тем, что газообразные горючее и окислитель предварительно перемешивают в форкамере с газообразным гелием и порошком алюминия со средним размером частиц не более 10 мкм, причем массовые доли компонентов топливной смеси - горючего, окислителя, порошка алюминия, гелия находятся в соотношении
zf/zox/zAl/zHe=0,10/0,45/0,09/0,36
для топлива керосин + кислород,
zf/zox/zAl/zHe=0,11/0,55/0,11/0.23
для топлива водород + кислород,
где zf - массовая доля горючего;
zox - массовая доля окислителя;
zAl - массовая доля порошка алюминия;
zHe - массовая доля гелия,
ввод гелия в форкамеру осуществляют из системы вытеснения топливных баков ЖРД, а газообразные горючее и окислитель получают газификацией гарантийного запаса жидких компонентов в топливных баках ЖРД.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве горючего используют другие углеводородные горючие, например метан, бутан, пропан.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

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 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.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам особенно. Камера жидкостного ракетного двигателя 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 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 экономичности рабочего процесса. 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в качестве корректирующей двигательной установки космического аппарата. Жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД) содержит бак, заполненный жидким рабочим телом - водой, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло. В камере жидкостно-газового реактивного двигателя установлен на выходе из бака разделитель фаз рабочего тела, после которого установлен регулировочный клапан с пружиной и электромагнитом. В ЖГРД камера снабжена устройством подогрева рабочего тела в области, прилегающей к выходному отверстию бака. Жидкостно-газовый реактивный двигатель создает реактивную тягу за счет истечения паров воды, которые образуются за счет процесса парообразования газа из жидкой фазы. Изобретение обеспечивает регулирование тяги, снижение энергопотребления двигателя и применение экологически чистого рабочего тела. 1 з.п. ф-лы, 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 расширяющую 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 трапециевидной формы с полостью трапециевидной формы, на торцах кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные и выходные отверстия. Пояс завесы может быть выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла 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 композиционным материалам, в частности к углерод-углеродному композиционному материалу, и может использоваться при изготовлении жидкостных ракетных двигателей. Углерод-углеродный композиционный материал с защитным покрытием из карбида кремния выполнен с герметизирующим слоем. На защитное покрытие нанесен герметизирующий слой из металла: никеля, или ниобия, или молибдена. В результате повышается долговечность и надежность полученного материала. 1 ил.
Наверх