Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя



Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя
Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2577424:

Гольцев Александр Геннадьевич (RU)

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.

 

Предлагаемая многоступенчатая камера сгорания относится к ракетным двигательным установкам. Известна классическая камера сгорания, представляющая собой объемную полость, с одной стороны которой находятся форсунки подачи рабочего тела, а с другой стороны - сопло истечения отработанного рабочего тела. В качестве прототипа рассмотрены: а) камера сгорания в книге "Теплотехника" издательства "Машиностроение", 1986 год издания, б) камера сгорания в Большой Советской Энциклопедии, в) камера сгорания в интернет-энциклопедии "Wikipedia". Все приведенные примеры камер сгорания обладают одним общим недостатком химических ракетных двигателей - ограниченной скоростью истечения отработанного рабочего тела, составляющей 4-4,5 км/сек. Заявляемая многоступенчатая камера сгорания позволяет значительно повысить скорость истечения отработанного рабочего тела и представляет собой последовательность элементарных камер сгорания, каждая из которых имеет свою индивидуальную подачу рабочего тела со своим же индивидуальным воспламенителем рабочего тела. Истечение отработанного рабочего тела из элементарных камер сгорания производится через одно общее сопло истечения. Сущность работы многоступенчатой камеры сгорания заключается в одновременном заполнении рабочим телом всех элементарных камер сгорания с одновременным же воспламенением подаваемого рабочего тела во всех элементарных камерах сгорания.

На Фиг. 1 изображено схематичное устройство многоступенчатой камеры сгорания:

1 - форсунки подачи рабочего тела (на реальном двигателе ряды форсунок опоясывают многоступенчатую камеру сгорания на расстоянии L друг от друга),

2 - воспламенители рабочего тела,

3 - участок дожига сгораемого рабочего тела,

4 - сопло истечения отработанного рабочего тела,

А, В, С - элементарные камеры сгорания.

Рабочее тело элементарной камеры сгорания А, сгорая и расширяясь, придает ускорение рабочему телу элементарной камеры сгорания В, которое, в свою очередь, сгорая и расширяясь одновременно с процессом в элементарной камере сгорания А, ускоряет сгорающее и расширяющееся рабочее тело элементарной камеры сгорания С одновременно с процессами в элементарных камерах сгорания А и В. Таким образом происходит сложение скоростей расширения сгорающих рабочих тел всех элементарных камер сгорания и, как следствие, увеличение общей (суммарной) скорости истечения отработанного рабочего тела всех элементарных камер сгорания через сопло 4. Общую (суммарную) скорость истечения отработанного рабочего тела через сопло 4 можно выразить формулой: V=knv, где V - общая (суммарная) скорость отработанного рабочего тела, n - количество элементарных камер сгорания, v - скорость истечения отработанного рабочего тела одной элементарной камеры сгорания, k - коэффициент воздействия друг на друга расширяющихся рабочих тел элементарных камер сгорания.

Главным техническим результатом многоступенчатой камеры сгорания является более высокая скорость истечения отработанного рабочего тела через сопло 4 за счет кратного количеству элементарных камер сгорания увеличения расхода рабочего тела в единицу времени по отношению к классической камере сгорания.

Первым существенным признаком многоступенчатой камеры сгорания является наличие нескольких элементарных камер сгорания.

Вторым существенным признаком многоступенчатой камеры сгорания является наличие у каждой элементарной камеры сгорания своей подачи рабочего тела и своего воспламенителя рабочего тела.

Третьим существенным признаком многоступенчатой камеры сгорания является одновременность подачи и воспламенения рабочего тела во всех элементарных камерах сгорания.

Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, состоящая из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своим воспламенителем подаваемого рабочего тела.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к организации смесеобразования и горения в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой и особо малой тяги.

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.

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 относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ).

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.

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 области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит четыре камеры, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, бустерные турбонасосные агрегаты окислителя (БТНАО) и горючего (БТНАГ), газоводы, магистрали окислителя и горючего, системы продувки и управления, агрегаты регулирования и управления, сильфоны в газоводах, при этом в его магистралях перед входом окислителя в БТНАО и входом окислителя на его гидротурбину, в автомат осевой разгрузки ТНА перед входом окислителя в газогенератор неподвижно установлены фильтры с сеткой тонкостью фильтрации 0,03-0,05 мм и отверстиями диаметром 0,13-0,2 мм, предотвращающими прохождение частиц засорений диаметром, большим ячеек фильтров, и общей площадью поверхности фильтрации, превышающей внутренний диаметр магистрали или трубопровода в 1,5-2 раза.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигательным установкам (ЖРДУ) с дожиганием генераторного газа. ЖРДУ включает баки окислителя и горючего, несколько модульных ЖРД, общую силовую раму и рулевые гидроприводы, при этом каждый модульный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, насосов горючего и окислителя, газогенератор, агрегаты автоматики, трубопроводы подачи горючего и окислителя в газогенератор и камеру сгорания и карданный подвес с рулевыми гидроприводами для изменения положения ракеты в пространстве, при этом в качестве модульных двигателей применены жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), выполненные по схеме с дожиганием генераторного газа, причем камера двигателя закреплена относительно силовой рамы в карданном подвесе, имеющем сильфонный узел, который через газовод соединен с выходом из турбины, а другой стороной соосно соединен с головкой камеры сгорания, при этом силовая рама представляет собой цельносварную ферменную конструкцию, состоящую из четырех равнозначных секций, выполненных из силовых стержней, и квадратной секции, в углах которой закреплены опорные площадки, а соединение силовой рамы с кольцом шпангоута ракеты осуществлено четырьмя силовыми стержнями, одни концы которых закреплены на каждой опорной площадке, а другие концы - пяты - прикреплены к кольцу шпангоута ракеты, причем указанные силовые стержни равномерно расположены по кольцу шпангоута, при этом соединение силовой рамы с двигателями выполнено с помощью опорных цилиндров, размещенных между опорными площадками и опорными кольцами сильфонного узла в месте крепления газовода, при этом ось опорных цилиндров совпадает с осью камер двигателей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР).

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания.

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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок ракетных блоков, использующих криогенные компоненты топлива для питания жидкостного ракетного двигателя и импульсных двигателей систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости. Выходная часть сопла имеет конический раструб, переходящий в полый цилиндр. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение массы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх