Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двитателя



Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двитателя
Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двитателя
Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двитателя
Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двитателя
Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двитателя
Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двитателя

 


Владельцы патента RU 2516723:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к созданию камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя заключается в изготовлении наружной и огневой оболочек с последующим их скреплением между собой по вершинам двутавровых проставок с образованием каналов охлаждения между ними, при этом полки двутавровых проставок выполняют переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками. Выборки на каждой полке двутавровой проставки выполняют в шахматном порядке. Выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполняют в шахматном порядке. Выборки смежных проставок располагают таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки. Глубина выборки составляет 25-75% ширины полки. В вертикальных стенках двутавровых проставок выполняют сквозные каналы. Изобретение обеспечивает интенсифицирование процесса теплопередачи между поверхностью огневой стенки и охладителем. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одним из основных направлений в совершенствовании ЖРД является увеличение давления в камере. В свою очередь, увеличение давления ограничивается прочностью камеры ЖРД, и, в первую очередь, прочностью тракта охлаждения.

В настоящее время в основном применяется регенеративное охлаждение огневой стенки камеры ЖРД, заключающееся в подаче охладителя по специальным пазам, выполненным между внутренней огневой и наружной силовой оболочками, скрепленными между собой по вершинам пазов тракта охлаждения при помощи пайки специальным припоем.

Прочность тракта охлаждения определяется прочностью паяных швов между внутренней и наружной оболочками из-за того, что прочность припоя ниже прочности материала оболочек. Для увеличения прочности паяного соединения необходимо увеличение площади соприкосновения контактируемых поверхностей. Увеличение толщины ребра нецелесообразно из-за того, что это ведет к уменьшению числа ребер и увеличению перепада давлений в тракте охлаждения камеры. Как правило, при увеличении давления внутри тракта охлаждения оболочка теряет устойчивость и вспучивается в цилиндрической части, т.к в сужающейся части камеры происходит уменьшение внутреннего диаметра оболочки, что ведет к уменьшению внутренних напряжений.

Известна конструкция КС, состоящая из внутренней и наружной оболочек, связанных гофрированной проставкой, на вертикальных ребрах которой выполнены турбулизирующие выступы (Калинин Э.К., Дрейцер Г.А., Ярхо С.А. Интенсификация теплообмена в каналах. М.: Машиностроение, 1981, с.145-146).

Введение в конструкцию турбулизаторов позволяет многократно повысить эффективность теплообмена в охлаждающих каналах. Но известное конструктивное оформление не является оптимальным с точки зрения применения турбулизаторов, т.к. выполнение выступов на вертикальных ребрах гофров технологически затруднительно, и при этом в одних каналах получаются выступы, а в смежных - вмятины.

Известна также КС ЖРД с трактом регенеративного охлаждения, содержащая наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, в которых размещены турбулизирующие выступы (Патент США N 4791019, кл. F02К 9/00, опублик. 1988).

Такое конструктивное оформление турбулизирующих выступов не является технологичным, т.к. связано со сложностью и высокой трудоемкостью изготовления.

Известна камера сгорания жидкостного реактивного двигателя с трактом регенеративного охлаждения, содержащая наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, в которых размещены турбулизирующие выступы, при этом каналы охлаждения образованы двутавровыми проставками, а турбулизирующие выступы выполнены на вертикальной стенке и полках каждой проставки симметрично вертикальной оси двутавра с равномерным шагом по его длине (патент РФ №2061890, МПК: Р02К 19/62 - прототип).

Указанная камера сгорания состоит из огневой оболочки, двутавровых проставок и наружной оболочки.

На огневой оболочке с равномерным шагом образованы турбулизирующие выступы. На полках и вертикальной стенке двутавровых проставок симметрично вертикальной оси двутавра выполнены турбулизирующие выступы. Выступы получаются при прокатке двутавровых проставок за счет выполнения соответствующих лунок на рабочих поверхностях прокатных роликов. Выступы расположены группами по 6 штук с расчетным равномерным шагом по длине проставок. Оси турбулизирующих выступов в смежных проставках расположены на одном уровне. Это позволяет обеспечивать за счет выбора высоты турбулизирующих выступов требуемое локальное сужение охлаждающих каналов с заданным шагом по длине образующей КС.

Основным недостатком является то, что выступы образуются при прокатке и имеют достаточно обтекаемую форму, что не позволяет получить требуемую степень турбулизации потока и, соответственно, интенсифицировать теплопередачу. Кроме этого, в местах прилегания полки двутавровой проставки к стенкам тракта также ухудшаются условия теплопередачи, так как образуется толщина, равная толщине стенки и толщине полки, что ведет к ухудшению условий теплообмена и росту массы камеры сгорания.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, применение которого позволит интенсифицировать процесс теплопередачи между поверхностью огневой стенки и охладителем.

Решение указанной задачи достигается за счет того, что в предложенном способе изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, заключающемся в изготовлении наружной и огневой оболочек с последующим их скреплением между собой по вершинам двутавровых проставок с образованием каналов охлаждения между ними, согласно изобретению, полки двутавровых проставок выполняют переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образуют указанными чередующимися выборками.

В варианте применения способа, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполняют в шахматном порядке.

В варианте применения способа, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполняют в шахматном порядке.

В варианте применения способа, выборки смежных проставок располагают таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки.

В варианте применения способа, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки.

Нижнее значение указанного соотношения выбрано исходя из того, что при дальнейшем его уменьшении происходит ухудшение условий турбулизации и наличие выборки практически не сказывается на интенсификации теплообмена.

Верхнее значение указанного соотношения выбрано исходя из того, что при дальнейшем его увеличении происходит ухудшение прочностных характеристик соединения проставки и оболочки.

В варианте применения способа, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполняют сквозные каналы.

Положительными техническими результатами предлагаемого технического решения являются в области конструкции обеспечение высокой эффективности теплообмена в каналах за счет применения заданной величины локальных сужений охлаждающих каналов с расчетным шагом и каналов перетока охладителя из одного канала в другой, что значительно позволяет улучшить условия теплообмена.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан поперечный разрез тракта регенеративного охлаждения камеры при выполнении выборок на каждой полке, на фиг.2 - вид сверху в варианте выполнения выборок на каждой полке, на фиг.3 - поперечный разрез тракта регенеративного охлаждения камеры при выполнении выборок на полках тавровой проставки в шахматном порядке, на фиг.4 - вид сверху в варианте выполнения выборок на полках тавровой проставки в шахматном порядке, на фиг.5 - поперечный разрез тракта регенеративного охлаждения камеры в варианте выполнения выборок смежных проставок таким образом, что выборки одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, на фиг.6 - вид сверху в варианте выполнения выборок смежных проставок таким образом, что выборки одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки.

Предложенный способ может быть реализован при помощи тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащего наружную 1 и огневую 2 оболочки с каналами охлаждения 3 между ними, образованными двутавровыми проставками 4. Полки двутавровых проставок 4 выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок 5, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками 5. В вертикальных стенках двутавровых проставок 4 выполнены сквозные каналы 6.

Предложенный способ может быть реализован следующим образом.

Изготавливается наружная 1 и огневая 2 оболочки и соединяются между собой с образованием между ними каналов охлаждения 3 за счет установки двутавровых проставок 4. Полки двутавровых проставок 4 выполняют переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок 5, при этом турбулизаторы потока образуют указанными чередующимися выборками 5. В вертикальных стенках двутавровых проставок 4 выполняют сквозные каналы 6.

При работе тракта охладитель подается по каналам охлаждения 3 и нагревается за счет теплообмена с огневой оболочкой 2. При обтекании горизонтальных полок двутавровых проставок 4, на которых выполнены выборки 5, происходит турбулизация потока за счет его попеременного расширения-сжатия. Выполнение сквозных каналов 6 в вертикальных стенках двутавровых проставок 4 позволяет обеспечить перетекание охладителя из одного канала охлаждения 3 в другой, что дополнительно турбулизирует поток и улучшает условия теплообмена.

Использование предложенного технического решения позволит создать способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, применение которого позволит интенсифицировать процесс теплопередачи между поверхностью огневой стенки и охладителем.

1. Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в изготовлении наружной и огневой оболочек с последующим их скреплением между собой по вершинам двутавровых проставок с образованием каналов охлаждения между ними, отличающийся тем, что полки двутавровых проставок выполняют переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.

2. Способ изготовления тракта по п.1, отличающийся тем, что выборки на каждой полке двутавровой проставки выполняют в шахматном порядке.

3. Способ изготовления тракта по п.1, отличающийся тем, что выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполняют в шахматном порядке.

4. Способ изготовления тракта по п.1, отличающийся тем, что выборки смежных проставок располагают таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки.

5. Способ изготовления тракта по п.1, отличающийся тем, что глубина выборки составляет 25-75% ширины полки.

6. Способ изготовления тракта по п.1, отличающийся тем, что в вертикальных стенках двутавровых проставок выполняют сквозные каналы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники. Тракт регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока.

Изобретение относится к области ракетной техники. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока.

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 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, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания, выполнены входные тангенциальные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, а параллельно оси камеры выполнены выходные отверстия.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Задачей предлагаемого изобретения является создание работоспособного на переходных и стационарных режимах работы устройства охлаждения сверхзвуковой части сопла с низким уровнем давления охладителя (Рохл<<Рк), что должно обеспечить возможность создания высокоэкономичных ЖРД с повышенным давлением в камере, с одновременным упрощением изготовления сопел и повышением их надежности.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Тракт охлаждения теплонапряженных конструкций содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения внутренней стенки камеры сгорания, содержащее, в свою очередь, кольцевую деталь, сцентрированную по внутренней стенке с образованием кольцевой полости, кольцевую щель во внутренней стенке и внутренние тангенциальные отверстия, соединяющие эту щель с кольцевой полостью, дозирующие отверстия, соединяющие зазор между двумя стенками с кольцевой полостью, согласно изобретению, дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям.

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 расширяющуюся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, согласно изобретению на внутренней поверхности внешней оболочки в районе сужающейся и расширяющейся частей камеры сгорания выполнены дополнительные продольные ребра, при этом высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает высоты и толщины основных ребер.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, установленные с зазором и соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения внутренней стенки камеры сгорания, содержащее, в свою очередь, кольцевую деталь, сцентрированную по внутренней стенке с образованием кольцевой полости, кольцевую щель во внутренней стенке и внутренние тангенциальные отверстия, соединяющие эту щель с кольцевой полостью, дозирующие отверстия, соединяющие зазор между двумя стенками с кольцевой полостью, согласно изобретению кольцевая деталь и кольцевая полость в ней выполнены трапециевидной формы, при этом кольцевая деталь содержит переднюю стенку, цилиндрическую стенку и заднюю стенку, установленные с зазором внутри коллектора, дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям, а высота зазора между передним торцом и коллектором выполнена меньше, чем высота зазора между наружной и внутренней стенками.

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 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, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, при этом ось этих отверстий пересекает часть стенки кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями.

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны.

Изобретение относится к области ракетной техники. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления сопла камеры сгорания ЖРД, включающий изготовление наружной и внутренней оболочек, сборку оболочек, пайку, выполнение перепускных отверстий охладителя в одном или нескольких подколлекторных кольцах, сварку одного или нескольких коллекторов с подколлекторными кольцами, согласно изобретению пайку сопла камеры сгорания осуществляют до выполнения перепускных отверстий охладителя в подколлекторных кольцах или при выполнении перепускных отверстий охладителя не на всю толщину стенки подколлекторных колец, затем после пайки в подколлекторных кольцах выполняют перепускные отверстия охладителя на всю толщину стенки подколлекторных колец и приваривают коллекторы с наконечниками к соплу, причем отверстия выполняют механическим или электроэрозионным сверлением. Изобретение обеспечивает повышение качества паяного соединения, а также исключает засорение перепускных отверстий в подколлекторном кольце и пазов охлаждающего тракта. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для перегрева водяного пара при организации рабочего процесса паровых, парогазовых энергетических установок и газоперекачивающих агрегатов. Противоточная водород-кислородная камера сгорания содержит воспламенитель, форсунки горючего, конический стабилизатор пламени и основной контур разделения пара. В торцевой части основного контура разделения пара поток низкотемпературного пара разделяется на три канала - контур подачи основного пара, контур смешения и контур охлаждения конического стабилизатора. Противоточная водород-кислородная камера также имеет систему тангенциальных закручивающих устройств, компенсатор теплового расширения жаровой трубы, дроссельный регулятор, камеру предварительного смешения в запальном устройстве, коллектор равномерного распределения топлива по форсункам, и коллектор распределения окислителя по контуру смешения. Изобретение направлено на уменьшение гидравлических потерь в системе подвода компонентов, возможности поддержания начальной степени закрутки по длине жаровой трубы, компенсации теплового расширения жаровой трубы и регулирования расхода окислителя, снижение неравномерности распределения топлива по форсункам, неравномерности концентрации окислителя в контуре смешения, снижение вероятности возникновения взрывоопасной ситуации. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла жидкостного ракетного двигателя оживальной формы. Сопло состоит из нескольких автономных трапецеидальных секторов оживальной формы, соединенных в осевом направлении. Формообразование оживального профиля пакета внутренней и наружной стенок каждого сектора выполняют взрывом, на наружной поверхности внутренней стенки каждого сектора фрезерованием выполняют пазы переменной ширины с образованием ребер каналов охлаждения, каждую внутреннюю стенку сектора оживального профиля накрывают отформованной тонкостенной наружной стенкой и соединяют их, после чего проводят гидропневмоиспытания секторов, затем их торцы подвергают механической обработке и секторы сваривают продольными профильными швами в готовое сопло с последующим неразрушающим контролем сварных швов и гидропневмоиспытанием секторов. Изготовить сопло жидкостного ракетного двигателя можно по другому варианту из нескольких плоских трапецеидальных секторов. При этом фрезерование пазов в каждом секторе и их соединение выполняют в плоском виде. Формообразование оживального профиля сопла выполняют штамповкой взрывом или разжимными пуансонами. Соединение наружной и внутренней стенок осуществляют пайкой или лазерной сваркой. Количество секторов определяют шириной листа заготовки и диаметром сопла. Сварку секторов между собой выполняют лазерной или электронно-лучевой сваркой. Изобретение обеспечивает получение прочной и надежной конструкции крупногабаритного сопла оживальной формы независимо от габаритов, изготовление которой не требует уникального оборудования и значительных капитальных вложений. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для создания потока перегретого водяного пара за счет сжигания водород-кислородной смеси в паровой среде. Может использоваться в ракетных двигателях, циклах комбинированных и паротурбинных энергетических установок. Вихревая водород-кислородная камера сгорания содержит запальное устройство, магистрали подвода горючего (водорода) и окислителя (кислорода), камеры сгорания и смешения, форсунки окислителя и горючего, закручивающие устройства, конический стабилизатор пламени, пламенную трубу, жаровую трубу и охлаждающий канал, а также полусферический коллектор. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения стенки камеры смешения и пламенной трубы, равномерность термогазодинамических параметров на выходе и снизить остаточную закрутку потока перегретого пара; упростить систему разделения пара по зонам; обеспечить возможность компенсации теплового расширения теплонапряженных элементов конструкции. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Камера ЖРД содержит смесительную головку, внутреннюю профилированную оболочку, на внешней поверхности которой выполнены ребра тракта охлаждения, наружную профилированную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней по вершинам ребер тракта охлаждения, причем упомянутые оболочки и ребра образуют каналы охлаждения. Между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой. Наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения. Перемычки выполнены таким образом, что соединяют между собой группы ребер, причем между упомянутыми группами ребер, с каждой их стороны, выполнен канал, ширина которых равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек. Соседние перемычки расположены со смещением относительно друг друга на величину, равную ширине канала охлаждения в месте их расположения, при этом ширина перемычек равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек. Группы ребер содержат по три ребра. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения при создании жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, преимущественно кислороде и водороде. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя содержит кольцевую смесительную головку, регенеративно охлаждаемые кольцевую камеру сгорания с тарельчатым соплом внешнего расширения и профилированным центральным телом, образованными профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения. Между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, причем наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения. Перемычки соединяют между собой группы ребер, причем между упомянутыми группами ребер, с каждой их стороны, выполнен канал, ширина которых равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек, при этом соседние перемычки расположены со смещением друг относительно друга на величину, равную ширине канала охлаждения в месте их расположения, при этом ширина перемычек равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек. Группы ребер содержат по три ребра. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты питания и регулирования. Камера включает внутреннюю профилированную оболочку, на внешней поверхности которой выполнены ребра тракта охлаждения, наружную профилированную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней по вершинам ребер тракта охлаждения. Оболочки и ребра образуют каналы охлаждения, при этом между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, причем наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения. Перемычки соединяют между собой группы ребер, причем между группами ребер, с каждой их стороны, выполнен канал, ширина которого равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек, при этом соседние перемычки расположены со смещением относительно друг друга на величину, равную ширине канала охлаждения в месте их расположения, при этом ширина перемычек равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек. Группы ребер содержат по три ребра. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы ЖРД за счет повышения устойчивости внутренней оболочки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания. ЖРД, содержащий раму, агрегаты, расходные магистрали, камеру, которая включает коллекторы горючего на сопле и цилиндрической части, трубопровод переброса горючего между коллекторами с установленным в нем клапаном слива горючего, в котором согласно изобретению в трубопроводе переброса горючего между коллекторами перед клапаном слива горючего установлен тройник, к резьбовому штуцеру которого пристыкована магистраль слива горючего, состоящая из переходника, трубопровода и пуско-отсечного многоразового клапана, закрепленного на растяжке рамы, между переходником и трубопроводом магистрали слива горючего установлен эксцентриковый компенсатор, в разъемном соединении между трубопроводом и пуско-отсечным многоразовым клапаном магистрали слива горючего установлен поворотный фланец, а хомуты крепления пуско-отсечного многоразового клапана к растяжке рамы выполнены регулируемыми, при этом трубопровод магистрали слива горючего выполнен с компенсационным изгибом. Изобретение обеспечивает повышение надежности и продолжительности работы камеры за счет исключения появления коксообразной пленки на внутренней оболочке камеры со стороны охлаждающего тракта во время нескольких выключений двигателя на останове. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и предназначено для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего в отдельном корпусе, камеру дожигания и сопло. Функционирование двигателя в режиме сверхзвукового горения включает неполное торможение воздушного потока в воздухозаборнике, газификацию твердого горючего в газогенераторе, разложение продуктов газификации в охлаждающем тракте, смешение воздуха и продуктов разложения, воспламенение и сжигание смеси в камере дожигания, расширение продуктов сгорания в сопле. Также представлен способ функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом горючем. Изобретение позволяет улучшить массогабаритные характеристики, повысить энергоемкость при быстром и полном сгорании горючего, а также обеспечить надежную защиту и охлаждение стенок камеры дожигания. 2 н. и 16 з. п. ф-лы, 4 ил.
Наверх