Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя



Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя
Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя
Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя
Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя
Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя
Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя
Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2511942:

Болотин Николай Борисович (RU)

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 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.

Известен тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащий внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, имеющими трапецеидальный профиль переменной ширины со скругленными по радиусу углами, примыкающими к внутренней поверхности оболочки, профилированную наружную оболочку, установленную на внутренней и скрепленную с ней (М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., рис.4.26. г., стр.166-167).

В указанном тракте охлаждения охладитель подается между ребрами, выполненными на тыльной стороне оболочки. Рабочая поверхность, обращенная к источнику тепла, в данном случае взаимодействующая с продуктами сгорания, выполнена гладкой цилиндрической. Продукты сгорания, контактируя с рабочей поверхностью, отдают ей тепло. За счет теплопроводности металла тепло от оболочки передается на ребра тракта охлаждения, которые омываются охладителем. Охладитель, проходя через каналы охлаждения, контактирует с поверхностями ребер и тыльной стороной оболочки и при этом, нагреваясь сам, охлаждает ребра и внутреннюю рабочую поверхность внутренней оболочки.

При такой конструкции тракта охлаждения необходимо подобрать оптимальную толщину рабочей огневой стенки, ребер и площадь поверхности теплообмена. С одной стороны, с утонением огневой рабочей стенки улучшаются условия теплообмена, с другой - толщина стенки ограничена условиями прочности и изготовления. Увеличение количества ребер ведет к улучшению условий теплопередачи, но в то же время приводит к загромождению тракта, что увеличивает гидравлическое сопротивление тракта охлаждения и ведет к увеличению мощности насоса для подачи охладителя в тракт охлаждения.

При использовании данного тракта охлаждения в двигателях, работающих по безгенераторной схеме, не обеспечивается требуемый теплосъем с поверхности камеры сгорания. Охладитель, который затем используется для привода турбины ТНА, не нагревается до заданной температуры, что приводит к снижению эффективности работы турбины и всего турбонасосного агрегата в целом.

Известна система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение № 2158841, МПК F02K 9/62, опубл. 10.11.2000 г. Эта камера содержит корпус, средства воспламенения и смесительную головку. Смесительная головка состоит из внутреннего огневого днища, среднего днища, наружного днища, двухкомпонентные форсунки закреплены во внутреннем огневом днище и среднем днище. Часть двухкомпонентных форсунок установлена выступающей за внутреннее огневое днище, а другая часть утоплена в огневом днище. Средства воспламенения выполнены из струйных форсунок, установленных в силовом корпусе за внутренним огневым днищем. Оси расходных отверстий струйных форсунок расположены под острым углом к выходу из силового корпуса и отклонены по кругу в поперечной плоскости от продольной оси силового корпуса в одинаковом направлении. Корпус камеры включает камеру сгорания и сопло, выполненные из силовой оболочки, огневой стенки. Тракт регенеративного охлаждения расположен между силовой оболочкой и огневой стенкой. Кольцевая щель пояса завесы выполнена во внутренней огневой стенке перед критическим сечением сопла. Тракт регенеративного охлаждения камеры выполнен с разветвленным входом. Одна из его ветвей сообщена с полостью тракта охлаждения между критическим сечением сопла и его срезом, вторая ветвь - с полостью тракта охлаждения перед критическим сечением сопла, а третья - с полостью тракта охлаждения перед кольцевой щелью пояса завесы. Такое выполнение камеры и корпуса позволит повысить технико-эксплуатационные характеристики двигателя и его ресурс при многократном включении.

Недостаток - уменьшение удельной тяги двигателя из-за применения завесного охлаждения.

Известна система охлаждения камеры ЖРД по патенту РФ на изобретение № 2403424, МПК F02K 9/64, опубл. 27.06.2010 г., прототип.

Эта камера содержит камеру сгорания цилиндрической формы и сопло, имеющее сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, при этом сопло имеет внутреннюю и внешнюю стенки камеры, при этом на внутренней стенке выполнены ребра, соединенные спаиванием с внешней стенкой.

Недостаток - плохое охлаждение критического сечения сопла и зоны около него (перед и за критическим сечением) из-за высоких удельных тепловых потоков. Дополнительные ребра увеличивают теплосъем, но не уменьшают температуры внутренней оболочки. Наличие ребер в газовом тракте сопла уменьшает удельную тягу двигателя из-за дополнительных газодинамических потерь.

Известна система охлаждения камеры сгорания ЖРД по патенту РФ на изобретение 2472962, МПК F02K 9/64, опубл. 20.01.2013 г., прототип, которая содержит 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.

Недостатки заключаются в том, что наклон внутренних тангенциальных отверстий в двух плоскостях незначительно улучшает охлаждение кромки завесы, но усложняет технологию. Направление потока охлаждающего компонента топлива против основного потока газовой реактивной струи нецелесообразно и с точки зрения газовой динамики, так как снижает удельную тягу двигателя и приводит к турбулентности в пограничном слое у внутренней стенки, а это ухудшает охлаждение далее по потоку. Кроме того, выполнение относительно длинных отверстий приводит к необходимости уменьшения из диаметра до 0,2…0,3 мм, что приводит к их частичному засорению и прогару камеры сгорания. Обычно до турбонасосного агрегата - ТНА устанавливается фильтр, но в результате работы ТНА из-за износа уплотнений возможно появление частиц размером более 0,3 мм и их попадание между внешней и внутренней стенками камеры сгорания.

Кроме того, расход охлаждающего компонента топлива через завесу сильно влияет на удельный расход топлива, а в этой конструкции он не дозируется и заметно отличается у разных экземпляров двигателя из-за того, что тангенциальные отверстия не калибруют и их число определяется не планируемым расходом охлаждающего компонента топлива, а равномерностью толщины пленочной завесы на выходе.

Задачей создания изобретения является улучшение охлаждения и увеличение удельной тяги двигателя.

Решение указанных задач достигнуто 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, тем, что 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. Пояс завесы может быть выполнен на середине сужающейся части сопла. Может быть выполнено два пояса завесы.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами фиг.1…7, где:

на фиг.1 показан продольный осевой разрез камеры сгорания,

на фиг.2 - поперечное сечение тракта охлаждения по А-А,

на фиг.3 приведена схема оребрения,

на фиг.4 приведена конструкция завесы охлаждения,

на фиг.5 приведена детальная схема завесы охлаждения,

на фиг.6 приведен вид Б,

на фиг.7 приведен разрез В-В.

Конструкция камеры представлена на фиг.1…7 и содержит камеру сгорания 1 и сопло 2.

Камера сгорания 1 выполнена цилиндрической. Сопло 2 имеет сужающуюся часть 3, расширяющуюся часть 4 и критическое сечение 5 между ними.

Камера сгорания 1 и сопло 2 имеют наружную оболочку 6 и внутреннюю оболочку 7. На внутренней оболочке 7 выполнены ребра 8 постоянной толщины, образующие между ними каналы 9 тракта охлаждения. Каналы 9 имеют трапецеидальный профиль переменной ширины. Сопло 2 имеет, по меньшей мере, одну завесу охлаждения 10. На выходном сечении сопла 2 выполнен коллектор 11.

Завеса охлаждения 10 (фиг.5) содержит цилиндрический участок 12 на внутренней оболочке 7 и кольцевую канавку 13. На цилиндрический участок 12 установлена кольцевая деталь 14 трапециевидной формы с образованием полости 15 трапециевидной формы. В полость 15 выходят тангенциальные отверстия 16, сообщающие ее с кольцевой канавкой 13. Оптимальное отношение длины тангенциальных отверстий 16 к их диаметру составляет от 1,0 до 2,5. Это позволит выполнить тангенциальные отверстия 16 диаметром 0,5... 1,2 мм, что предотвратит их засорение. Большую относительную длину этих отверстий делать не целесообразно, так как предварительная закрутка охладителя в полости 15 лучше сохраняется при относительно малой длине отверстий. Кроме того, при относительно большой длине тангенциальных отверстий их диаметр получается очень маленьким 0,2...0,3 мм, что может привести к их засорению.

Кольцевая деталь 14 имеет три стенки: цилиндрическую 17 и две торцовые -переднюю 18 и заднюю 19. На задней торцовой стенке 19 выполнены входные отверстия 20, а на передней торцовой стенке 18 - выходные отверстия 21. Отверстия 20 и 21 выполнены под углом к торцовым стенкам 18 и 19 и оси камеры 00 (фиг.7) для закрутки потока охладителя в полости 15.

Направление отверстий 20 и 21 соответствует направлению тангенциальных отверстий 16, т.е. они создают закрутку охладителя в ту же сторону. Над кольцевой деталью 14 выполнен смонтированный с зазором Н2 коллектор 22 также трапециевидной формы.

Высота зазора H2=(0,4-0,6)H1,

где H1 - высота ребер (фиг.5). Это позволит перепустить 50% - 70% от общего расхода охладителя мимо полости 15 кольцевой детали 14 и обеспечить высокие скорости движения охладителя в зазоре H2 для обеспечения хорошего охлаждения деталей завесы охлаждения 10.

Камера ЖРД может иметь только одну завесу охлаждения 10. Завеса охлаждения 10 может быть установлена в стыке камеры сгорания 1 и сопла 2, где удельные тепловые потоки резко возрастают. Для теплонапряженных камер современных ЖРД предпочтительно применить две завесы охлаждения 10. Зона размещения второй завесы охлаждения 10 (фиг.3 и 4) перед критическим сечением 5, где тепловые потоки максимальны, и ее положение определяется из условия:

l1=(0,4…0,8)L1,

где L1 - длина дозвуковой части сопла.

При меньших соотношениях завеса охлаждения не сможет защитить критическое сечение, а при большем возможны прогары внутренней оболочки перед завесой охлаждения.

Предложенное устройство работает следующим образом.

При работе камеры ЖРД продукты сгорания компонентов топлива движутся по каналам 9 вдоль стенки внутренней оболочки 7 и передают ей и ребрам 8 тепло. За счет теплопроводности прогревается вся внутренняя оболочка 7, включая ребра 8. Из коллектора 11 по каналам 9 тракта охлаждения поступает охладитель (один из компонентов топлива), который омывает внутреннюю оболочку 7, основные ребра 8 и дно канала 9. Охладитель, имея температуру ниже температуры ребер 8 и дна канала 9, отбирает у них тепло и нагревается сам.

Наличие отверстий 20 и 21, выполненных под углом, позволяет получить предварительную закрутку охладителя в полости 15 кольцевой детали 14, и как следствие, выполнить относительно короткие тангенциальные отверстия, т.е увеличить их диаметр до 0,5…1,2 мм, что предотвратит их засорение. Перепуск от 30 до 50% охладителя через полость 15 кольцевой детали 14 улучшит охлаждение передней кромки кольцевой канавки 13 и предотвратит ее прогар.

Оптимизированный расход охладителя на завесное охлаждение повысит удельную тягу двигателя.

1. Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащая 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, отличающаяся тем, что кольцевая деталь выполнена трапециевидной формы с полостью трапециевидной формы, на торцах кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные и выходные отверстия.

2. Система охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что пояс завесы выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла.

3. Система охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что пояс завесы выполнен на середине сужающейся части сопла.

4. Система охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что выполнено два пояса завесы.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 ракетной техники, а именно к организации процесса подготовки и сжигания газообразного топлива в камере сгорания. .

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

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги, используемым в качестве исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов. Камера состоит из смесительной головки с трактами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, фланца для крепления к объекту, корпуса камеры с камерой сгорания и соплом, присоединенного к смесительной головке через переходник. Согласно изобретению фланец для крепления камеры к объекту установлен на переходнике вблизи камеры сгорания и расположен в зоне посадочной поверхности переходника и смесительной головки, переходник присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрические участки имеют зазор между соответствующими поверхностями смесительной головки. Изобретение обеспечивает снижение тепловых потоков в объект. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). Способ заключается в подаче одного из самовоспламеняющихся компонентов топлива, например, горючего через соосную с камерой сгорания центробежную форсунку с образованием цилиндрической пелены, переходящей в коническую за срезом сопла форсунки и второго компонента, например, окислителя через струйные форсунки, равномерно расположенные по окружности, соосной с соплом центробежной форсунки, по заявляемому изобретению весь второй компонент подают через струйные форсунки на конический дефлектор, соосный с ними, формируют на нем первичные пленки, которые затем подают с острой кромки дефлектора на внутреннюю стенку камеры сгорания и формируют на ней вторичные пленки, которые впервые соприкасают с пленкой первого компонента на стенке камеры сгорания для организации жидкофазного смешения компонентов путем взаимного проникновения горючего и окислителя на полную их толщину на стенке камеры сгорания и одновременного охлаждения ее всем поступающим компонентом, при этом обеспечивают длину свободного пролета пленки конуса распыла центробежной форсунки до встречи с камерой сгорания, не превышающую более чем в два раза расчетную длину начала распада пленки, а толщины пленок окислителя и горючего формируют исходя из соотношений: ; где - внутренний диаметр расположения вторичных пленок окислителя на стенке камеры сгорания; - толщины вторичной пленки окислителя на стенке камеры сгорания; rm.к. - радиус вихря на стенке сопла центробежной форсунки; δг - толщина пелены горючего в сопле центробежной форсунки; dc.o. - диаметр струи окислителя; nc.о. - число струй окислителя. Изобретение обеспечивает повышение экономичности и надежности ЖРДМТ за счет повышения удельного импульса с одновременным обеспечением приемлемого теплового состояния с большим запасом по температуре элементов двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 табл., 9 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многоразовый запуск камеры сгорания. 2 ил.

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ). Камера сгорания ЖРДМТ состоит из корпуса и смесительной головки с периферийными струйными форсунками, исходящими из кольцевого коллектора первого компонента топлива, оси которых пересекают поверхность кольцевого конического дефлектора, направляющего струи первого компонента на стенку корпуса камеры сгорания, и центрального распылителя, сообщенного с коллектором второго компонента топлива. Согласно изобретению кольцевой коллектор первого компонента топлива размещен в радиальном направлении между кольцевым коническим дефлектором и коллектором центрального распылителя, а струйные форсунки первого компонента с одной стороны направлены на поверхность конического дефлектора, обращенного в сторону выхода из камеры сгорания, а с другой стороны - на поверхность дефлектора, являющегося стенкой коллектора второго компонента, а струйные форсунки второго компонента направлены на поверхность дефлектора, являющегося стенкой коллектора первого компонента. Поверхности дефлекторов центрального распылителя выполнены цилиндрическими, плоскости размещения струйных форсунок разнесены в осевом направлении камеры на расстояние не менее удвоенной суммы диаметров струйных форсунок первого и второго компонентов топлива. Изобретение обеспечивает увеличение экономичности ЖРДМТ, улучшение динамических характеристик двигателя и технологичности изготовления ЖРДМТ. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки. Изобретение обеспечивает снижение массы, а также упрощение конструкции узла крепления и качания двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления внутренней оболочки сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Способ включает ротационное выдавливание оболочки за несколько переходов. Верхнюю часть со стороны малого диаметра оболочки изготавливают из материала, предназначенного для сваривания с соседним блоком сопла. До ротационного выдавливания оболочки в плоской заготовке вырезают отверстие по диаметру соединения двух материалов. Затем в отверстие вставляют плоскую заготовку из другого материала такой же толщины, что и основная заготовка. Осуществляют сварку кольцевым швом двух материалов. Проводят зачистку сварного шва и контроль его качества, а затем выполняют ротационное выдавливание сварной заготовки и получают биметаллическую внутреннюю оболочку со стороны малого диаметра с переходной зоной от одного материала к другому. Изобретение обеспечивает изготовление биметаллической внутренней оболочки с минимальной деформацией и без подварок, исключение дефектов сварки в переходной зоне от одного материала к другому за счет упрочнения сварного шва при раскатке, повышение качества и надежности оболочки сопла камеры сгорания ЖРД. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к организации смесеобразования и горения в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой и особо малой тяги. Камера сгорания состоит из камеры, корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива и коллектором первого из компонентов топлива с форсунками для пленочного охлаждения стенок камеры, направленными на кольцевой конический дефлектор, и коллектора второго компонента, сообщенного с форсунками центрального смесителя. Согласно изобретению коллектор первого компонента выполнен в виде кольцевой полости вокруг осевого коллектора второго компонента, а первый ряд форсунок первого компонента направлен радиально на кольцевой конический дефлектор, а центральный смеситель выполнен в виде струйных форсунок, направленных на второй дефлектор, имеющий форму двух сопрягающихся конических поверхностей, на одну из которых направлены перпендикулярно струйные форсунки первого компонента из кольцевого коллектора, а на вторую - перпендикулярно струйные форсунки из осевого коллектора второго компонента топлива. Второй дефлектор может быть выполнен с поверхностью в виде торового сектора, а форсунки направлены перпендикулярно к этой поверхности. Изобретение обеспечивает повышение экономичности двигателя и улучшения динамических характеристик. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к организации распыливания струи, истекающей из струйной форсунки жидкостного ракетного двигателя малой и особо малой тяги.Форсунка состоит из корпуса, канала подачи рабочего тела и сопла. В канале подачи рабочего тела, непосредственно перед соплом, установлен турбулизатор в виде цилиндрической проволочной спирали. спираль в струйной форсунке выполнена с шагом, равным диаметру проволоки. Изобретение обеспечивает снижение дальнобойности струй и надежное смесеобразование компонентов топлива.1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх