Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги



Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги
Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги
Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги

Владельцы патента RU 2532640:

Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") (RU)

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, а более конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ), используемым в качестве исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов.

Известны камеры ЖРДМТ, в которых между смесительной головкой и корпусом камеры устанавливается переходник, обеспечивающий качественное соединение смесительной головки и корпуса камеры, выполненных из разнородных материалов, не позволяющих прямого соединения (см. например, патент США №6 381 949, пр. 03.08.1998, з. 09/144 375, МПК F02K 9/42). В данной камере корпус выполнен из рения, смесительная головка - из титанового сплава, а переходник из ниобия.

Недостатком данной камеры является применение дорогостоящих материалов и большие тепловые потоки в смесительную головку при высокой температуре в камере сгорания, приводящие к испарению компонентов топлива в форсуночных элементах и трактах подачи компонентов топлива, что, в свою очередь, приводит к нарушению режима их истечения и нестабильному и некачественному смесеобразованию.

Известна камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку с каналами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, с присоединенным к ней через переходник корпусом камеры, имеющим жаростойкий сопловой вкладыш (патент РФ №2100636, з. №93010831 от 01.03.1993, МПК F02K 9/62, 9/97).

К недостаткам этой конструкции можно отнести, как и в аналоге, наличие больших тепловых потоков в смесительную головку, что в двигателях особо малой тяги (менее 10 Н) с малыми расходами компонентов топлива, неминуемо приведет к испарению их в форсуночных элементах и трактах их подачи.

Задачей изобретения является создание камеры ракетного двигателя малой тяги с высокими энергетическими характеристиками, но с малыми тепловыми потоками от корпуса камеры в смесительную головку при невысокой стоимости используемых материалов.

Задача решается путем создания камеры жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящей, как и прототип, из смесительной головки с трактами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, фланца для крепления к объекту, корпуса камеры с камерой сгорания и соплом, присоединенной к смесительной головке через переходник, имеющий внешнюю, торцевую и внутреннюю посадочные поверхности. Согласно изобретению фланец для крепления к объекту установлен на переходнике вблизи камеры сгорания и расположен в зоне посадочной поверхности переходника и смесительной головки.

Для снижения тепловых потоков в смесительную головку переходник присоединен к ней по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрические участки не имеют контакта с соответствующими поверхностями смесительной головки.

Толщину стенки переходника выбирают возможно более тонкой из условия прочности.

Такое выполнение камеры двигателя исключает прямую передачу тепла от корпуса камеры к смесительной головке.

Предлагаемое решение поясняется чертежами. На фиг.1 показана камера ЖРДМТ с фланцем, установленным на переходнике вблизи камеры сгорания. На фиг.2 приведена область перехода от камеры сгорания к смесительной головке.

Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги состоит из корпуса камеры 1 с камерой сгорания 2 и соплом 3, смесительной головки 4 с трактами подачи окислителя 5 и горючего 6. Камера сгорания 2 через переходник 7 соединена со смесительной головкой 4. Фланец 8 установлен на переходнике 7 вблизи его соединения с камерой сгорания 2 (фиг.1). Форсуночные элементы представляют собой, например, двухкомпонентную соосную центробежную форсунку 9. Зазор 10 (фиг.2), с которым установлен переходник 7 в смесительную головку 4, создает дополнительный тепловой барьер для тепловых потоков в смесительную головку со стороны камеры сгорания 2. Фланец 8 контактирует с кронштейном объекта 11.

Толщина стенки переходника рассчитывается из условия максимально возможной температуры стенки переходника работающего двигателя и прочностных характеристик материала переходника при этой температуре, затем подтверждается опытным путем.

Температура в месте расположения переходника определяется из теплового расчета камеры сгорания [1]. С учетом имеющегося опыта разработки ЖРДМТ ФГУП «НИИМаш» температура в месте расположения переходника составляет 100-650°C в зависимости от схемы смесеобразования и величины тяги двигателя.

При известной температуре из справочной литературы [2] определяются механические свойства материала переходника, такие как предел текучести [σm]. Толщина стенки переходника рассчитывается из условия прочности для тонкостенных оболочек, нагруженных внутренним давлением, приведенного в [3].

где δ - толщина стенки переходника, м;

р - заданное давление в камере сгорания, Па;

R - радиус камеры сгорания, м (см. фиг.2);

[σm] - предел текучести материала при заданной температуре переходника, Па;

n - коэффициент запаса прочности.

Значение коэффициента запаса прочности выбирается с учетом опыта создания двигателей аналогов и уточняется по результатам испытаний опытных образцов камер с переходниками.

Полученные расчетным путем данные уточняются в процессе испытаний и доводки конкретной модели двигателя.

Камера ЖРДМТ работает следующим образом. Окислитель по тракту 5 и горючее по тракту 6 поступают к форсуночным элементам двухкомпонентной соосной центробежной форсунки 9.

Самовоспламеняющиеся компоненты топлива воспламеняются и горят в объеме камеры сгорания. Самые высокие температуры на конструкции реализуются в районе минимального сечения сопла 3 и тепловые потоки по стенкам камеры сгорания 2 передаются в смесительную головку 4.

Для уменьшения тепловых потоков в смесительную головку 4 переходник 7 выполнен с возможно более тонкой стенкой, величину которой определяют из условия прочности при заданной температуре по формуле (1) и правильность выбора подтверждают опытной проверкой. Переходник 7, кроме того, присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрический участки переходника не имеют контакта с соответствующими поверхностями смесительной головки (фиг.2), что также снижает тепловые потоки от камеры сгорания в смесительную головку.

В конструкции, показанной на фиг.1, 2, теплота, передаваемая от КС через фланец 8 крепления камеры к объекту, установленный на переходнике 7 вблизи камеры сгорания 2 и смесительной головки 4 делится на два потока.

Переходник присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрический участки переходника не имеют контакта с соответствующими поверхностями смесительной головки. Кроме того, для ограничения теплового потока в смесительную головку переходник имеет возможно более тонкую стенку, толщину которой можно определить из условия прочности при заданной температуре. Тепловой поток из фланца 8 передается на кронштейн 11 объекта. Количество теплоты, поступающее от КС 2 делится на две части по уравнению

QКС=QФЛ + QГОЛ

За счет большой площади поперечного сечения фланца Sфл >> Sш,

где Sфл - площадь поперечного сечения фланца (см. фиг.2);

Sш - площадь поперечного сечения переходника (см. фиг.2);

количество теплоты QФЛ значительно превышает количество теплоты, переданное в смесительную головку QГОЛ.

Предлагаемая конструкция камеры ЖРДМТ в экспериментальных работах с двигателями тягой 3Н и 12Н обеспечила удовлетворительное тепловое состояние испытанных двигателей при уровне эффективности внутрикамерных процессов φβ=0,75…0,96 в диапазоне входных давлений компонентов топлива от 0,8 МПа до 2,5 МПа и массовом соотношении компонентов топлива 1,6…2,0. При этом величина теплового потока к компонентам топлива QКТ была незначительной и не приводила к закипанию НДМГ и N2O4.

Список использованной литературы

1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей: Учебник / Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Кузнецов В.А. и др.; Под ред. В.М. Кудрявцева. - 3-е изд., испр. и доп. М.: Высш. школа, 1983.

2. Конструкционные материалы: Справочник /Б.П. Арзамасов, В.А. Брострем, Н.А. Буше и др.; Под общ. ред. Б.П. Арзамасова. - М.: Машиностроение, 1990.

3. Сопротивление материалов: Учебник / Беляев Н.М. 11-е изд. стереотипное. - Государственное издательство технико-теоретической литературы М.: 1958.

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки с трактами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, фланца для крепления к объекту, корпуса камеры с камерой сгорания и соплом, присоединенной к смесительной головке через переходник, имеющий внешнюю, торцевую и внутреннюю посадочные поверхности, отличающаяся тем, что фланец для крепления к объекту установлен на переходнике вблизи камеры сгорания и расположен в зоне посадочной поверхности переходника и смесительной головки.

2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что переходник присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрический участки имеют зазор между соответствующими поверхностями смесительной головки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к композиционным материалам, в частности к углерод-углеродному композиционному материалу, и может использоваться при изготовлении жидкостных ракетных двигателей.

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.

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 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.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя состоит из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своими воспламенителями подаваемого рабочего тела. Изобретение обеспечивает повышение скорости истечения отработанного рабочего тела за счет повышения расхода рабочего тела в единицу времени. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения. Камера состоит из смесительной головки со струйными форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки, выполненной в виде тонкостенной оболочки из жаростойкого материала, плотно закрепленной в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры, при этом оси струйных форсунок направлены тангенциально к поверхности вставки, а возле точек пересечения осей форсунок с поверхностью вставки выполнено как минимум одно отверстие, смещенное от точек пересечения по направлению от струйных форсунок в пределах контуров растекания первичных пленок окислителя и горючего. Отверстие дополнительно смещено в сторону проекции одной из осей форсунок на поверхность вставки. Возле каждой точки пересечения осей струйных форсунок с поверхностью вставки выполнено минимум одно отверстие, а оси струйных форсунок расположены параллельно. Отверстия расположены за точками пересечения осей струйных форсунок с поверхностью вставки на проекции осей форсунок на стенку вставки и имеют форму, вытянутую по направлению проекции осей форсунок на стенку вставки. Изобретение обеспечивает защиту стенки корпуса камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от воздействия неравномерной по периметру и по сечению камеры температуры продуктов сгорания и высоких температур в области минимального сечения сопла. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-11-10 2014-11-09T20:10:33
Наверх