Двигательное устройство


 


Владельцы патента RU 2532326:

Часовской Александр Александрович (RU)

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами. Изобретение позволяет увеличить надежность работы РД без уменьшения скорости. 1 ил.

 

Изобретение относится к области двигательной техники и может быть использовано в системах ускоренного передвижения в водных, воздушных и космических условиях. Известно двигательное устройство, входящее в состав летательного аппарата, изложенного в патенте №2312045 (авторы Часовской А.А., Кириллов Н.А.). Принцип его работы заключается в следующем. Топливо поступает с блока управления, находящегося в корпусе, в конусообразную камеру сгорания. Блок управления, гидравлический выход которого связан с гидравлическим входом конусообразной камеры сгорания, дает команды на воспламенение порций топлива. В результате импульсные истечения воспламененного топлива выходят из камеры сгорания через выхлопную трубу. Причем камера сгорания и выхлопная труба могут быть размещены внутри корпуса, который может иметь овальную форму. Возможен и непрерывный режим работы. Однако устройство имеет недостаточную надежность из-за отсутствия герметичности, когда внутрь камеры между импульсами может проникнуть вода, воздух, вакуум. Известно двигательное устройство, изложенное в патенте №2363625 (автор Часовской А.А.).

Его также можно использовать и в водных условиях. В него входят те же узлы, что и вышеупомянутом первом аналоге. Однако в нем также отсутствует герметичность, что уменьшает надежность. С помощью предлагаемого устройства увеличивается надежность без уменьшения скорости движения. Достигается это введением между выхлопной трубой и оконечностью камеры сгорания, жестко связанной с корпусом камеры с прямоугольными стенками с увеличенным периметром и конусообразной оконечностью, двух пружинных клапанов внутри и впереди этой камеры, жестко связанных с ней.

На фиг.1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус

2 - блок управления

3 - конусообразная камера сгорания

4, 5 - пружинные клапаны

6 - камера с прямоугольными стенками с увеличенным периметром и конусообразной оконечностью

7 - выхлопная труба,

при этом корпус 1 жестко связан с блоком управления 2 и конусообразной камерой сгорания 3, имеющей гидравлический вход, связанный с гидравлическим выходом этого блока 2, и жестко связанной с камерой с прямоугольными стенами с увеличенным периметром и конусообразной оконечностью 6, имеющей жесткую связь с пружинными клапанами 4, 5 и выхлопной трубой 7, размещенной вместе с камерой внутри корпуса 1, жестко связанными с ним.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

С блока управления 2 выдается топливо в конусообразную камеру сгорания 3, после чего осуществляется его воспламенение. При этом гидравлический вход камеры сгорания связан с гидравлическим выходом блока управления, жестко связанного с корпусом 1, имеющим жесткую связь с камерой 3, размещенной как и блок управления внутри корпуса 1. Воспламененное топливо воздействует на пружинные клапаны 4, 5, размещенные в передней части камеры с прямоугольными стенками с увеличенным периметром и конусообразной оконечностью 6. Последняя размещена позади камеры 3, жестко связана с ней и с корпусом 1 внутри него. В результате клапаны под действием воспламененного топлива прижимаются к прямоугольным стенкам камеры 6 и воспламененное топливо проходит через конусообразную оконечность этой камеры и далее через выхлопную трубу 7.

Первоначально может осуществляться непрерывное истечение воспламененного топлива. Для увеличения ускорения используется импульсное истечение. При этом воспламенение происходит по командам с блока управления после поступления в камеру сгорания определенного количества топлива. При увеличении частоты воспламенений количество порций топлива, поступающего между воспламенениями в камеру сгорания 3, может сохраниться. Таким образом, чем больше частота, тем большее количество топлива поступает в камеру сгорания 3 и тем больше воспламененного топлива выходит через выхлопное сопло 7 в единицу времени и тем выше ускорение. Объясняется это тем, что величина давления на стенки камеры зависит не от частоты, а от количества воспламененного топлива. При отсутствии воспламенения топлива пружинные клапаны 4, 5 устанавливаются перпендикулярно прямоугольным стенкам камеры 6 и не пропускают воду, вакуум или воздух в камеру 3.

Сохранению скорости способствует конусообразность камер 3 и 6. Конусообразность также создают и клапаны, при прохождении воспламененного топлива, благодаря их прижатию с помощью пружин к прямоугольным стенкам камеры 6. При этом благодаря двум клапанам обеспечивается прямолинейность движения корпуса 1. Реализация данной конструкции обеспечивается в связи с превышением площади прямоугольного периметра камеры 6 над площадью конусообразной оконечности камеры 3, лежащих на одной вертикальной плоскости, а также из-за наличия конусообразной оконечности камеры 6, жестко связанной с размещенной позади нее выхлопной трубой 7, благодаря импульсным истечениям происходят также отталкивания от массы воды, находящейся за этой трубой. Таким образом, осуществляется движение корпуса относительно этой массы, и по мере следующих друг за другом отталкиваний увеличивается скорость.

Предлагаемое устройство может быть использовано при осуществлении движения судов, а также воздушных и космических летательных объектов. При этом отсутствие проникновения воды, воздуха или вакуума внутрь камеры сгорания увеличивает эффективность ее использования, что обеспечивает экономический эффект. Данный метод можно использовать и в других аппаратах, в том числе и запатентованных автором, где используются выхлопные трубы и сопла с импульсным истечением воспламененного топлива.

Двигательное устройство, состоящее из корпуса, блока управления, конусообразной камеры сгорания и выхлопной трубы, где гидравлический выход блока управления связан с гидравлическим входом камеры сгорания внутри корпуса, жестко связанной с выхлопной трубой и корпусом, с жестко связанным блоком управления внутри, отличающееся введением между выхлопной трубой и оконечностью камеры сгорания, жестко связанной с корпусом камеры с прямоугольными стенками с увеличенным периметром и конусообразной оконечностью, двух пружинных клапанов внутри и впереди этой камеры, жестко связанных с ней.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники. В сверхзвуковой части осесимметричного сопла ракетного двигателя установлена вставка, которая имеет длину, выходной диаметр и степень расширения, меньшие, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части сопла.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракетный двигатель с раздвижным диффузором содержит сопло истечения газов, исходящих из камеры сгорания, причем сопло имеет продольную ось (ZZ') и содержит первую часть, определяющую критическое сечение сопла и первую неподвижную секцию (12) диффузора, по меньшей мере одну вторую выдвижную секцию (16) диффузора, сечение которой больше сечения первой неподвижной секции (12) диффузора, и механизм (18) выдвижения второй выдвижной секции (16) диффузора, расположенный снаружи от первой и второй секций (12, 16) диффузора.

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям с регулированием степени расширения сопла в полете. При работе двигателя в режиме первой ступени степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической оболочки с торцевой поверхностью, предпочтительно, профилированной, являющейся составной частью профиля сопла, которую размещают в неподвижной оболочке сопла, предпочтительно, в средней ее части, таким образом, что торцевая поверхность подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки.

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 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 ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракетных двигателей твердого топлива, их систем управления и стабилизации. Управляющий ракетный двигатель содержит корпус и расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы, имеющие сопло на одном конце и упор с торцом на другом.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, время работы которых составляет десять и менее секунд.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенный с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, при этом газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, причем в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·106 до 4,9·106 в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D2 определяют по формуле D1 - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего; A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ; B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ; - отношение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения к напору насоса подачи компонента без ПИБ, чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ЖРД.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%.

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) для увода на орбиты утилизации или в указанные районы падения.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно, кислородно-керосинового-водородного, заключающийся в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, при этом на режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.

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

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях систем питания импульсных ракетных двигателей двигательных установок, использующих жидкие криогенные компоненты топлива и предназначенных для реактивных систем управления летательных аппаратов. Двигательная установка, включающая баки с магистралями 1, 2, систему наддува 3, газогенератор 4 с запальным устройством 5 для преобразования жидкого криогенного окислителя в газообразный окислитель с заданной температурой и ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя в качестве компонента топлива блоков двигателей 7, содержит теплообменник 8 для преобразования жидкого криогенного горючего в газообразное с нагревом до заданной температуры, включенный теплопередающим трактом в магистраль на выходе газогенератора 4, теплопринимающим трактом - в магистраль подачи криогенного жидкого горючего, ресивер-накопитель 9 газообразного горючего для питания блоков двигателей 7, включенный в магистраль на выходе теплопринимающего тракта теплообменника 8, газожидкостный смеситель 10, включенный в магистраль между выходом теплопередающего тракта теплообменника 8 и входом в ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя, при этом жидкостный вход смесителя 10 сообщен с магистралью подачи жидкого окислителя в газогенератор трубопроводом 11 с установленной в нем регулирующей (настроечной) дроссельной шайбой 12. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок реактивных систем управления, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.
Наверх