Гибридный ракетный двигатель



Гибридный ракетный двигатель
Гибридный ракетный двигатель
Гибридный ракетный двигатель
Гибридный ракетный двигатель
Гибридный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2511986:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (национальный исследовательский университет) (ФГБОУ ВПО "ЮУрГУ" (НИУ)) (RU)

Гибридный ракетный двигатель содержит зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку камеры сгорания, камеру дожигания, бак с жидким компонентом топлива, систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров. Камера дожигания организована за зарядом твердого компонента топлива, канал которого сообщается с полостью камеры дожигания. Форсуночная головка состоит из цилиндрической форсуночной головки и форсуночной головки камеры дожигания, выполненной цилиндрической или чечевицеобразной формы. Цилиндрическая форсуночная головка содержит два независимых коаксиальных канала, связанных с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания. Внешний канал цилиндрической форсуночной головки сообщается с форсунками, расположенными в цилиндрической форсуночной головке, находящейся в канале твердого топлива. Внутренний канал форсуночной головки сообщается с форсунками цилиндрической или чечевицеобразной форсуночной головки камеры дожигания, расположенной в продолжение цилиндрической форсуночной головки и находящейся в полости камеры дожигания. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры топливом, снизить габариты и массу конструкции ракетного двигателя, а также повысить его надежность. 5 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники, в частности к высокоэффективным регулируемым гибридным ракетным двигателям (ГРД). Предлагаемый гибридный ракетный двигатель может быть использован при создании ракетного двигателя в конструкции с летательным аппаратом.

Известен гибридный ракетный двигатель (Ракетные двигатели на комбинированном топливе / Е.В.Волков, Г.Ю.Мазинг, Ю.Н.Шишкин. М.: «Машиностроение», 1973 г., стр.19, 122, 153), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива с осевым каналом, камеру дожигания, организованную в объеме между торцом заряда твердого топлива и задним днищем корпуса камеры, форсуночной головкой, встроенной в переднее днище и расположенной в передней полости канала твердого компонента топлива, внешнюю магистраль перепуска, подающая часть жидкого компонента в камеру дожигания по периферии. Организация перепуска части жидкого компонента позволяет поддерживать суммарный расход продуктов сгорания и расход газификации твердого топлива на постоянном уровне в силу зависимости скорости газификации от расхода жидкого компонента в канал заряда.

Недостатком данной схемы является сложность организации подачи части перераспределяемого компонента по периферии камеры дожигания, неравномерность выгорания твердого компонента в передней части канала, неравномерность потока окислителя по длине канала твердого топлива, образование застойных зон за поясом форсунок подачи в области камеры дожигания, сложность организации герметичности в месте подачи перераспределяемого компонента по периметру камеры дожигания.

Известен гибридный ракетный двигатель (Гибридные ракетные двигатели / Л.Г.Головков. М.: Военное издательство министерства обороны СССР, 1976 г., стр.75), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, с осевым каналом и струйной форсункой, расположенной в полости между передним днищем камеры и зарядом твердого компонента топлива, камеру дожигания с поясом форсунок для подачи части перепускаемого компонента, конструктивно выполненную отдельной камерой, магистраль подачи жидкого компонента топлива связана с форсункой и поясом форсунок, расположенных по периметру камеры дожигания, сопло. В данном двигателе часть компонента топлива по магистрали подачи поступает к форсунке двигателя, через которую в распыленном состоянии впрыскивается в осевой канал заряда твердого компонента топлива и вступает в реакцию горения с горючим. Образующиеся в результате реакции горения газообразные и конденсированные продукты сгорания поступают в камеру дожигания, в которую через пояс форсунок, расположенных на периферии камеры дожигания, в корпусе двигателя, подается другая, перераспределенная часть жидкого компонента, такое перераспределение, т.е. изменение соотношения между расходами жидкого компонента топлива в канал, заряда и в камеру дожигания, является необходимым условием поддержания постоянным расхода и второго (твердого) компонента топлива. Далее реакция горения завершается, после чего продукты сгорания выбрасываются через сопло, создавая ракетную тягу.

Недостатком данной схемы является наличие отдельной конструктивно выполненной камеры дожигания, сложность стыковки камеры дожигания и камеры, в которой располагается заряд твердого компонента топлива, дополнительная масса от кольца форсунок, расположенных в области камеры дожигания, неравномерность выгорания твердого компонента в передней части канала, неравномерность потока окислителя по длине канала твердого топлива, образование застойных зон за поясом форсунок подачи в области камеры дожигания, сложность организации герметичности в месте установки пояса форсунок по периметру камеры дожигания.

Известен гибридный ракетный двигатель (Процессы в гибридных ракетных двигателях / А.М.Губертов, В.В.Миронов, Р.Г.Голлендер и др. Под ред. А.С.Коротеева. - М.: Наука, 2008, стр.275). Гибридные ракетные двигатели. - М.: Военное издательство министерства обороны СССР, 1976 г.), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива с осевым каналом, камеру дожигания, организованную в объеме между торцом заряда твердого топлива и задним днищем корпуса камеры, форсуночной головкой, встроенной в переднее днище и расположенной в передней полости канала твердого компонента топлива, магистраль перепуска части жидкого компонента в камеру дожигания, пояс форсунок, встроенный в области камеры дожигания для организации перепуска части жидкого компонента.

Недостатком данной конструкции является значительная масса от кольца форсунок, расположенных в области камеры дожигания, неравномерность выгорания твердого компонента в передней части канала, неравномерность потока окислителя по длине канала твердого топлива, образование застойных зон за поясом форсунок подачи в области камеры дожигания, сложность организации герметичности в месте установки пояса форсунок по периметру камеры дожигания, сложность организации доставки распыляемого компонента в центр камеры дожигания в силу воздействия со стороны потока продуктов сгорания.

Наиболее близким из известных технических решений является гибридный ракетный двигатель (патент RU 2359145 C1, F02K 9/72, заявл. 29.12.2007, опубл. 20.06.2009), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, магистраль подачи с баком жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров. Недостатком данного изобретения является невозможность поддержания энергетических характеристик на постоянном уровне на номинальном режиме и на высоком уровне на режиме дросселирования в силу невозможности осуществления перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания между каналом в твердом компоненте топлива и камерой дожигания, также существует большая вероятность образования значительных дигрессивных остатков в процессе выгорания заряда твердого топлива из-за рельефности внутреннего канала заряда, что увеличивает конечную массу летательного аппарата; относительно большие габариты форсуночной головки, требующие жертвовать частью заряда твердого компонента топлива; отсутствие специально выделенного объема под камеру дожигания, предназначенную для окончательного протекания химических реакций; сложность форсуночной головки, обусловленная ее конструкцией.

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение энергетических характеристик гибридного ракетного двигателя как на номинальном режиме работы двигательной установки, так и на режиме дросселирования тяги, снижение конечной массы конструкции, габаритов, повышение надежности конструкции, а также повышение коэффициента заполнения топливом камеры двигателя.

Технический результат достигается тем, что в гибридном ракетном двигателе, содержащем зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи, снабженную узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания, бак жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров, заряд твердого компонента топлива заполняет всю переднюю эллиптическую и цилиндрическую части камеры, кроме предсоплового объема, где организована камера дожигания продуктов сгорания, форсуночную головку, имеющую цилиндрическую форму и содержащую два независимых коаксиальных канала, связанных с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания, внутренний канал которой сообщается с цилиндрической или чечевицеобразной форсуночной головкой, расположенной в продолжение цилиндрической форсуночной головки на оси камеры в центре камеры дожигания, отвечающей за распыление перераспределенной части компонента в объеме камеры дожигания, в зависимости от количества распыляемого компонента через форсунки, расположенные в цилиндрической форсуночной головке, распыляющие компонент в основной разгорающийся канал твердого топлива, расход которого, в свою очередь, зависит от площади разгорающейся поверхности твердого компонента топлива или от воздействия со стороны системы управления, магистраль подачи жидкого компонента, связанная с двумя независимыми каналами форсуночной головки, соединена с системой управления подачи компонента жидкого компонента топлива, обеспечивающая перепуск части компонента топлива в камеру дожигания.

Изобретение позволяет повысить удельные характеристики гибридного двигателя как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования тяги за счет перераспределения части подаваемого компонента между каналом заряда и камерой дожигания, снизить конечную массу конструкции за счет минимизации дигрессивных остатков в силу работы двигательной установки с оптимальным коэффициентом соотношения компонентов топлива на всем протяжении работы двигателя, снизить габариты, а также повысить надежность двигательной установки в силу повышения прочности и герметичности корпуса камеры сгорания за счет отсутствия пояса форсунок подачи перераспределяемого компонента в камеру дожигания, располагающихся на периферии камеры дожигания.

Расположение цилиндрической форсуночной головки с двумя независимыми коаксиальными каналами в заряженном корпусе двигателя позволит организовать доставку перераспределенной части жидкого компонента в камеру дожигания, что обеспечит работу гибридного ракетного двигателя с максимальными удельными характеристиками как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования тяги и позволит сохранить при этом целостность композитного корпуса в области камеры дожигания, что обеспечит сохранение максимальной прочности и герметичности по всему корпусу камеры двигателя и повышение надежности двигателя в целом.

Придание форсуночной головке цилиндрической формы позволит повысить коэффициент заполнения камеры двигателя твердым топливом за счет заполнения твердым компонентом переднего эллиптического днища, а также обеспечит подачу компонента по всей длине разгорающегося канала твердого компонента топлива, что обеспечивает лучшее смешение газифицированных компонентов топлива.

Форсуночная головка камеры дожигания, расположенная в камере дожигания, играет роль дополнительного завихрителя потока продуктов сгорания, который усиливает величину турбулизации потока и улучшает смешение продуктов сгорания за счет перпендикулярного входа подаваемого компонента относительно истекающих продуктов сгорания из канала твердого топлива в камеру дожигания, турбулизация потока, в свою очередь, увеличивает степень полноты сгорания топлива, что сказывается на повышении удельных характеристик гибридного ракетного двигателя. Чечевицеобразная форсуночная головка камеры дожигания, кроме вышеперечисленного, является еще и физическим завихрителем, отклоняющим поток продуктов сгорания от oceвогo направления, движущихся по каналам твердого компонента топлива, тем самым увеличивается турбулизация продуктов сгорания в камеры дожигания, что сказывается на повышении удельных характеристик гибридного ракетного двигателя.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 изображен гибридный ракетный двигатель с чечевицеобразной форсуночной головкой камеры дожигания, на фиг.2 изображена принципиальная схема двигательной установки, включающая ГРД и вытеснительную систему подачи жидкого компонента топлива, на фиг.3 изображена принципиальная схема двигательной установки, включающая ГРД и турбонасосную систему подачи жидкого компонента топлива, на фиг.4 изображен вариант исполнения форсуночной головки подачи жидкого компонента топлива, на фиг.5 изображен вариант исполнения форсуночной головки подачи газообразного компонента топлива.

Гибридный ракетный двигатель (фиг.1) содержит зарядную камеру, состоящую из камеры сгорания 1 и камеры дожигания 2, организованную между зарядом твердого топлива 3 и задним днищем 4, сопловой блок 5, форсуночную головку камеры сгорания, встроенную в переднее днище 6 и состоящую из цилиндрической форсуночной головки 7 и форсуночной головки камеры дожигания 8, систему замера расхода твердого и жидкого компонентов топлива 9 и 10, бак жидкого компонента топлива 11, магистраль подачи жидкого компонента топлива 12, усилительно-преобразовательное устройство 13, счетно-решающее устройство 14, регулятор расхода жидкого компонента 15, газовую турбину 16, турбонасосный агрегат (ТНА) 17 (фиг.2), магистраль подачи газа наддува 18, редуктор давления газа наддува 19, бак с газом наддува 20, регулятор расхода подаваемого компонента в камеру сгорания 21 (фиг.3).

Гибридный ракетный двигатель (фиг.2) работает следующим образом.

В конструкции двигательной установки (фиг.2) с ГРД (фиг.1) используется вытеснительная система подачи жидкого компонента топлива из бака 20 сжатым газом системы наддува с помощью управляемого газового редуктора 19. Расход жидкого компонента топлива обеспечивается регулятором 21, имеющим обратную связь с газовым редуктором 19. После подачи сигнала на запуск двигателя включается система наддува, состоящая из бака наддува 20 и редуктора давления 19, и сжатый газ через редуктор поступает в бак с жидким компонентом топлива 11. Редуктор настраивается по сигналу от системы управления (на фиг. не показана) и создает номинальное давление наддува в баке 11. Регулятор 21 создает номинальный расход жидкого компонента топлива в магистрали 12, соответствующий требуемому уровню тяги, при подаче жидкого компонента топлива из бака, подаваемый компонент проходит распределительный узел 15 и разделяется в соответствии с зависимостью закона газификации твердого компонента топлива от плотности тока окислителя в канале твердого топлива, часть компонента движется по внешнему коаксиальному каналу 25 (фиг.4, фиг.5) цилиндрической форсуночной головки 7, а часть компонента проходит по внутреннему каналу 26 (фиг.4, фиг.5) цилиндрической форсуночной головки и сообщается с полостью форсуночной головки камеры дожигания 8. После распыления происходит воспламенение твердого компонента топлива 3 в камере сгорания и начинается истечение продуктов сгорания по внутреннему каналу заряда по направлению к камере дожигания 2, в которую поступает перераспределенная часть жидкого компонента из форсуночной головки камеры дожигания 8. Заряд, расположенный в камере сгорания, разгорается по внутренней поверхности, что приводит к изменению площади поперечного сечения канала SСЕЧ . Это влияет на изменение плотности тока окислителя (соотношения расхода жидкого компонента G1 и площади проходного сечения внутреннего разгорающего канала SСЕЧ), что, в свою очередь, влияет на изменение расхода газифицированного горючего GГ в силу зависимости GГ от плотности тока окислителя. Система замера твердого и жидкого компонентов топлива 9 и 10 замеряет изменяющийся разгар канала и уровень жидкого компонента топлива, передает информацию в усилительно-преобразовательное звено 13, откуда обработанная информация поступает в счетно-решающее устройство 14, которое выдает команду исполнительному органу 15 на перераспределение расходов G1 и G2 жидкого компонента топлива, для поддержания постоянства расхода GГ и тяги Р. Таким образом, поддерживается постоянство расхода GГ при постоянстве суммарного расхода жидкого компонента GСУММ (GСУММ=G1+G2), что позволяет поддерживать тягу Р на постоянном уровне, а удельные характеристики двигателя на максимальном уровне.

В процессе работы двигательной установки с турбонасосной подачей компонента в камеру сгорания (фиг.3) в турбонасосный агрегат поступает жидкий компонент топлива, расход которого по необходимости регулируется от системы управления (не показана) за счет изменения частоты вращения ротора турбонасосного агрегата, что достигается изменением расхода газа, поступающего на турбину, заряд, расположенный в камере сгорания, разгорается по внутренней поверхности, что приводит к изменению площади поперечного сечения канала SСЕЧ, что влияет на изменение плотности тока окислителя (соотношения расхода жидкого компонента G1 и площади проходного сечения внутреннего разгорающего канала SСЕЧ). Это, в свою очередь, влияет на изменение расхода GГ в силу зависимости GГ от плотности тока окислителя. На всем протяжении работы двигательной установки канал разгорается и система замера твердого и жидкого компонентов топлива 9 и 10 замеряет изменяющийся разгар канала и уровень жидкого компонента топлива, передает информацию в усилительно-преобразовательное звено 13, откуда обработанная информация поступает в счетно-решающее устройство 14, которое выдает команду исполнительному органу 15 на перераспределение расходов G1 и G2 жидкого компонента топлива, для поддержания постоянства расхода GГ и тяги Р. Таким образом, поддерживается постоянство расхода G2 при постоянстве суммарного расхода жидкого компонента GСУММ (GСУММ=G1+G2), что позволяет поддерживать тягу Р на постоянном уровне, а энергетические характеристики двигателя на максимальном уровне.

На фиг.4 изображена форсуночная головка для подачи жидкого компонента в жидкой фазе через жидкостные форсунки 22, расположенные в цилиндрической форсуночной головке 7 и форсуночной головке камеры дожигания 8.

На фиг.5 изображена форсуночная головка для подачи компонента в газообразном виде через газовые форсунки 23 цилиндрической форсуночной головки 7 и через щели 24 форсуночной головки камеры дожигания 8.

С помощью данного изобретения гибридного ракетного двигателя решена поставленная задача по повышению величины удельных характеристик гибридного ракетного двигателя как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования тяги за счет перераспределения части подаваемого компонента между каналом заряда и камерой дожигания, по снижению конечной массы конструкции за счет минимизации дигрессивных остатков в силу работы двигательной установки с оптимальным коэффициентом соотношения компонентов топлива на всем протяжении работы двигателя как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования и отсутствия пояса форсунок на периферии камеры дожигания, а также по повышению надежности работы двигательной установки в силу повышения прочности и герметичности корпуса камеры за счет отсутствия пояса форсунок подачи перераспределяемого компонента в камеру дожигания, располагающегося на периферии камеры дожигания.

Гибридный ракетный двигатель, содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку камеры сгорания, камеру дожигания, организованную за зарядом твердого компонента топлива, канал которого сообщается с полостью камеры дожигания, бак с жидким компонентом топлива, элементы управления и контроля параметров, отличающийся тем, что гибридный ракетный двигатель дополнительно содержит систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива, форсуночную головку камеры сгорания, состоящую из цилиндрической форсуночной головки и форсуночной головки камеры дожигания, выполненной цилиндрической или чечевицеобразной формы, при этом цилиндрическая форсуночная головка содержит два независимых коаксиальных канала, связанных с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания, внешний канал цилиндрической форсуночной головки сообщается с форсунками, расположенными в цилиндрической форсуночной головке, находящейся в канале твердого топлива, а внутренний канал форсуночной головки сообщается с форсунками цилиндрической или чечевицеобразной форсуночной головки камеры дожигания, расположенной в продолжение цилиндрической форсуночной головки и находящейся в полости камеры дожигания.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива. .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для разработки гибридных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к аэрокосмической системе с гибридным ракетным двигателем, предназначенной, в частности, для крылатого суборбитального летательного аппарата.

Изобретение относится к гибридным ракетным двигателям (ГРД), в частности к физическим способам регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере сгорания, и может быть использовано в системах управления тягой ГРД.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к конструкциям гибридных ракетных двигателей космического назначения. Гибридный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива с внутренним сквозным каналом и сопловой блок. Во входном сечении заряда размещена форсунка для подачи окислителя в канал заряда. Заряд твердого топлива содержит горючие и окислительный компоненты, причем массовая доля окислительного компонента в заряде монотонно увеличивается по его длине в направлении соплового блока в соответствии с уравнением, включающим характеристики заряда и компонентов топлива гибридного ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить удельный импульс тяги двигателя. 4 ил., 8 табл.
Наверх