Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты



Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты
Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты

 


Владельцы патента RU 2554690:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"(АО"ВПК"НПО машиностроения") (RU)

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.

 

Предлагаемое техническое решение относится к области ракетных и реактивных двигательных установок и описывает устройство углерод-углеродной камеры сгорания маршевой силовой установки крылатой ракеты.

Известен корпус камеры сгорания летательного аппарата (патент РФ №2430306, 2010 г.), выполненный как многослойное изделие, содержащее металлическую обечайку, несущую механическую нагрузку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°C. Толщина каждого слоя подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения. Использование такой камеры при температурах, близких к 2000°C, значительно сказывается на толщинах используемых слоев, что приводит к существенному увеличению габаритов и массы камеры сгорания, снижению экономичности установки. Многослойная составная конструкция усложняет изготовление и снижает надежность изделия в целом.

Целью предлагаемого технического решения является устранение указанных недостатков: уменьшение массы и габаритов камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты при одновременном повышении экономичности силовой установки, а так же упрощение конструкции и повышение ее надежности.

Указанная цель достигается тем, что:

1. Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты, выполненная в виде многослойного изделия, содержащая обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами, с коэффициентом линейного расширения и модулем упругости, обеспечивающим температурную и механическую совместимость с обечайкой и толщиной, подобранной таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется, отличающаяся тем, что 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, причем слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°C, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C.

2. Камера сгорания крылатой ракеты по п.1, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена неразъемной, обечайка выполнена зацело с нерегулируемым соплом силовой установки, имеет коническо-цилиндрическую форму, с расположенными на входной кромке штифто-шпилечными крепежными элементами для состыковки с силовой установкой.

Выполнение обечайки камеры сгорания (КС) из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, позволяет работать на больших высотах и при больших скоростях полета с температурой в КС порядка 2000°C без охлаждения и увеличения толщины стенки КС, вследствие высокой термопрочности и термостойкости материала.

Повышение рабочей температуры продуктов сгорания топлива до 2000°C на рабочих режимах обеспечивает более высокую полноту сгорания топлива, что так же повышает экономичность силовой установки.

Штифто-шпилечное соединение для состыковки КС с силовой установкой позволяет компенсировать разность тепловых расширений КС и силовой установки и обеспечить надежность соединения.

Выполнение КС неразъемной коническо-цилиндрической формы повышает прочность конструкции, упрощает изготовление, снижает массу и габаритные размеры.

На фиг. 1 представлена предлагаемая камера сгорания крылатой ракеты с условно изображенной границей КС и сопла. На фиг. 2 изображены крепежные элементы КС к силовой установке.

Предлагаемая камера сгорания крылатой ракеты фиг. 1.

Обечайка камеры сгорания - 1

Сопловая часть камеры сгорания - 2

Шпильки - 3

Штифт - 4

Защитное керамическое покрытие - 5.

Камера сгорания (КС) крылатой ракеты имеет коническо-цилиндрическую форму, состоит из обечайки камеры сгорания (1) и сопловой части (2), выполненных зацело из керамического материала. Со стороны протекания продуктов сгорания на поверхность обечайки КС и сопла нанесено теплозащитное керамическое покрытие (5), непосредственно контактирующее с продуктами сгорания, снижающего тепловой поток и защищающего от окисления корпус КС. На входе КС в относительно холодной зоне, не подвергаясь усиленному тепловому воздействию, с торцевой части, расположены шпильки (3) и штифт (4) для состыковки КС с силовой установкой крылатой ракеты.

Камера сгорания является составной частью силовой установки. Отсутствие необходимости охлаждения КС повышает экономичность силовой установки, за счет использования всего предварительно сжатого воздуха, проходящего через силовую установку, для получения тяги.

Таким образом, предложенная камера сгорания крылатой ракеты, выполненная зацело с соплом, имеет следующие оригинальные технические решения:

обечайка камеры выполнена из теплостойкого керамического материала, снижающего массу изделия, повышающего прочностные характеристики конструкции на высоких температурных режимах работы;

работа на высоких температурных режимах повышает экономичность силовой установки;

штифто-шпилечное соединение с силовой установкой снижает массу изделия, повышает надежность соединения и прочность конструкции в целом;

корпус камеры сгорания неразъемный, что позволяет уменьшить массу камеры, упростить технологию изготовления, повысить прочностные характеристики изделия;

камера сгорания неохлаждаемая, что позволяет повысить экономичность силовой установки, используя весь воздух для получения тяги; что позволяет существенно уменьшить габариты и массу КС и ракеты, повысить прочностные характеристики и упростить изготовление, а так же повысить тягово-экономические характеристики крылатой ракеты.

1. Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты, выполненная в виде многослойного изделия, содержащая обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами, с коэффициентом линейного расширения и модулем упругости, обеспечивающим температурную и механическую совместимость с обечайкой и толщиной, подобранной таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется, отличающаяся тем, что 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, причем 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.

2. Камера сгорания крылатой ракеты по п. 1, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена неразъемной, обечайка выполнена зацело с нерегулируемым соплом силовой установки, имеет коническо-цилиндрическую форму, с расположенными на входной кромке штифто-шпилечными крепежными элементами для состыковки с силовой установкой.



 

Похожие патенты:

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 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.

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.

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.

При изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия с тканевым защитно-крепящим слоем корпуса ракетного двигателя твердого топлива изготавливают, формуют и вулканизируют внутреннее теплозащитное покрытие с тканевым защитно-крепящим слоем.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных с корпусом по цилиндрической части и раскрепленных манжетами по эллиптическим торцевым поверхностям.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.

Изобретение относится к технологии изготовления внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей из композиционных материалов. При изготовлении теплозащитного покрытия корпуса ракетного двигателя с удлиненной цилиндрической частью и с закладными элементами наносят на внутреннюю поверхность закладного элемента корпуса покрытие из невулканизованной резины.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Корпус ракетного двигателя содержит силовую оболочку, облицованную теплозащитным покрытием с раскрепляющими эластичными манжетами. В месте соединения манжеты и теплозащитного покрытия выполнена кольцевая полость, образованная разнесенными эквидистантно кольцевыми поясками, сопряженными со стороны внешних кромок по дуге и снабженными со стороны внутренних кромок коническими участками.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам нанесения эластичного покрытия, например теплозащитного, на внутреннюю поверхность корпуса. При нанесении эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса, изготавливают эластичную оболочку на оправке и проводят вакуумирование полости между оболочкой и поверхностью оправки, причем площадь поверхности оправки соответствует площади внутренней поверхности корпуса.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении оболочек корпусов из композиционных материалов, требующих по условиям эксплуатации нанесения на поверхность оболочек влагозащитных покрытий с антистатическими свойствами.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей с относительно малым временем работы, например, для двигателей ракетно-артиллерийских боеприпасов. При изготовлении корпуса ракетного двигателя из композиционно-волокнистого материала наматывают слои волокнистого материала со связующим с использованием технологической оснастки, производят термообработку с отверждением связующего и затем удаляют технологическую оснастку. Технологическую оснастку, состоящую из нескольких частей и имеющую форму внутренней поверхности двух корпусов, обращенных друг к другу выходными диаметрами раструбов, собирают с двумя концевыми деталями, содержащими элементы соединения с передними днищами двигателей. Намотку производят псевдолентой, образуемой перекрестными армирующими волокнами, сматываемыми с вращающегося вертлюга и огибающими краевые жгуты. Во время намотки краевые жгуты псевдоленты укладывают окружными витками в зоны концевых деталей. После отверждения разрезают корпуса по месту стыковки обоих раструбов, после чего производят разборку частей оснастки и извлечение корпусов с замотанными концевыми элементами. Изобретение позволяет повысить надежность конструкции ракетного двигателя, работающей под высоким давлением, а также снизить трудоемкость ее изготовления. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх