Вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, работающих на газообразных компонентах топливной смеси. Вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе содержит камеру сгорания с соплом и тангенциальные завихрители для подачи в нее компонентов топлива. В камере сгорания со стороны ее переднего днища расположены внутренний и внешний завихрители, выполненные коаксиально и разделенные цилиндрическим стаканом. Камерой закручивания внутреннего завихрителя радиусом R1 является внутренняя поверхность стакана, камерой закручивания внешнего завихрителя радиусом R2 является внутренняя поверхность камеры сгорания. Тангенциальные каналы подачи компонентов топлива во внутренний и внешний завихрители направлены противоположно. Высота цилиндрического стакана определяется соотношением h=(0.4÷0.6)R2, а камера сгорания выполнена с сужением от радиуса R2 до радиуса R1 на расстоянии L=(1÷1.5)R2 от переднего днища. Соотношение радиусов камер закручивания внешнего и внутреннего завихрителей определяется из решения алгебраического уравнения. Изобретение обеспечивает работу с любыми газообразными топливными композициями и высокие энерготяговые характеристики за счет повышения полноты сгорания при интенсивном перемешивании горючего и окислителя во встречных закрученных потоках, а также компенсации реактивной силы, вызывающей нежелательное вращение двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, работающих на газообразных компонентах топливной смеси.

Ракетные двигательные установки малой тяги (до 1500 Н) являются подсистемами бортовых комплексов управления полетом космических аппаратов - их исполнительными органами [1]. В настоящее время в качестве управляющих двигательных установок используются в основном жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) [2]. Ракетные двигатели на газообразном топливе могут найти применение при создании специальных двигательных установок, в частности при создании ракетных двигателей малой тяги для увода отработанных ступеней ракет-носителей с занимаемых орбит с использованием в качестве газообразного топлива газифицированных жидких компонентов гарантийного запаса топлива ЖРД [3].

Известен способ организации рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя [4], в котором используют самовоспламеняющиеся компоненты топлива. При этом их подача в камеру сгорания осуществляется через тангенциальные вводы в соответствующие соосные камеры закручивания двухкомпонентной центробежной форсунки. Закрутка компонентов способствует более полному перемешиванию компонентов топливной смеси и обеспечивает тепловую защиту камеры сгорания.

В патенте [5] предложено использование форкамеры (предкамеры) для закрутки и смешения топливной смеси за счет подачи газообразных компонентов топлива с помощью шнека.

Известен вихревой ракетный двигатель, в котором для организации процессов смесеобразования и сжигания компонентов топлива используется их закрутка [6]. При этом основная часть компонентов подается со стороны соплового блока через форсунки, расположенные равномерно по касательной к окружности под углом 60° к поверхности свода камеры сгорания. Двигатель снабжен отклоняющими лопатками для компенсации реактивного вращательного движения камеры, закрепленными на конусе, который сопряжен с горловиной камеры.

Для повышения удельного импульса тяги двигателя в патенте [7] предложена подача несамовоспламеняющихся компонентов в камеру посредством тангенциальных подводов газообразного окислителя и струйных форсунок жидкого горючего. При этом образующийся закрученный поток газообразного окислителя и факел распыла горючего смешиваются и подаются в камеру сгорания.

Известна камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги [8], в которой компоненты топливной смеси распыливаются соосными центробежными форсунками с противоположным направлением закрутки. При этом коллектор наружной форсунки сообщен с равномерно расположенными по окружности струйными форсунками.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является ракетный двигатель на газообразном топливе [9]. Газообразные горючее и окислитель, предварительно перемешанные в форкамере с газообразным гелием и порошком алюминия со средним размером частиц не более 10 мкм, поступают через тангенциальные вводы в камеру сгорания со стороны сопловой крышки двигателя.

Недостатком этой двигательной установки является невозможность использования самовоспламеняющихся компонентов топлива, зажигание которых может произойти в форкамере, а также топлив с существенно различной температурой фазового перехода из-за образования конденсата при смешении.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка ракетного двигателя малой тяги на газообразном топливе, обеспечивающего надежную работу с любыми газообразными топливными композициями, высокие энерготяговые характеристики за счет повышения полноты сгорания при интенсивном перемешивании горючего и окислителя во встречных закрученных потоках, а также компенсацию реактивной силы, вызывающей нежелательное вращение двигателя.

Технический результат изобретения достигается тем, что разработан вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе, включающий камеру сгорания с соплом и тангенциальные завихрители для подачи компонентов топлива в камеру сгорания. В камере сгорания со стороны ее переднего днища расположены два коаксиально выполненных завихрителя для раздельной подачи компонентов топлива (внутренний и внешний), разделенных цилиндрическим стаканом. Камерой закручивания внутреннего завихрителя является внутренняя поверхность цилиндрического стакана, камерой закручивания внешнего завихрителя является внутренняя поверхность камеры сгорания, тангенциальные каналы подачи компонентов топлива во внутреннем и внешнем завихрителях направлены противоположно. Камера сгорания выполнена с сужением от радиуса R2 до радиуса R1, расположенном на расстоянии L=(1÷1.5)R2 от переднего днища камеры сгорания, высота цилиндрического стакана определяется соотношением

h=(0.4÷0.6)R2,

а отношение радиусов камер закручивания внешнего и внутреннего завихрителей определяется из решения уравнения

где h - высота цилиндрического стакана; L - расстояние от переднего днища камеры сгорания до ее сужения; R1, R2 - радиусы камер закручивания внутреннего и внешнего завихрителей; r=R2/R1 - отношение радиусов камер закручивания завихрителей; C = 0.75 G 2 G 1 ρ 1 ρ 2 - константа, определяемая конкретной топливной композицией (горючее и окислитель); ρ1, ρ2, - плотности компонентов топлива, подаваемых во внутренний и внешний завихрители, соответственно, кг/м3; G1, G2 - массовые секундные расходы компонентов топлива, подаваемых во внутренний и внешний завихрители, соответственно, кг/с.

Достижение положительного эффекта изобретения обеспечивается следующими факторами.

1. Раздельная подача компонентов топлива в камеру сгорания и отсутствие форсунок и распылителей позволяет использовать любые газообразные компоненты топлива, в том числе и содержащие конденсированные включения (частицы), что обеспечивает надежность работы двигателя.

2. Высота стенки цилиндрического стакана h=(0.4÷0.6)R2, разделяющего внешний и внутренний завихрители, позволяет организовать формирование устойчивого вихря как во внешнем, так и во внутреннем завихрителях. Расчетная оценка характеристик закрученного течения газа в цилиндрическом канале показала, что при высоте стенки цилиндрического стакана меньше 0.4R2 не обеспечивается устойчивость внутреннего вихря и формирование у него осевой составляющей скорости движения. При высоте стенки цилиндрического стакана, большей 0.6R2, происходит уменьшение тангенциальной составляющей скорости из-за торможения вихря на стенке камеры завихрителя и увеличиваются вес и размеры камеры сгорания.

3. Сужение камеры сгорания до радиуса R1, равного радиусу камеры внутреннего завихрителя, обеспечивает смещение внешнего вихря в сторону внутреннего, который под действием центробежных сил, после выхода из цилиндрического стакана, разделяющего завихрители, движется навстречу внешнему вихрю. Наложение вихрей друг на друга приводит к торможению тангенциальной составляющей скорости компонентов топлива и их интенсивному перемешиванию. При сужении камеры сгорания, меньшем, чем радиус камеры внутреннего завихрителя R1, не происходит полное наложение вихрей и ухудшаются условия перемешивания компонентов топлива. При сужении камеры сгорания, большем, чем R1, возможно «запирание» внешнего вихря в пространстве между стенками камеры сгорания и цилиндрического стакана внутреннего завихрителя, что ухудшает условия смешения компонентов топлива.

4. Расположение сужения камеры сгорания на расстоянии L=(1÷1.5)R2 от переднего днища камеры сгорания обеспечивает наибольшую эффективность работы двигателя. С увеличением этого расстояния увеличиваются габариты и масса двигателя, а с его уменьшением - уменьшается зона взаимодействия вихрей и, следовательно, ухудшаются условия перемешивания компонентов топлива.

5. Встречная закрутка газовых вихрей с одинаковой интенсивностью обеспечивает полное торможение тангенциальной составляющей скорости движения вихрей и компенсирует реактивную силу, возникающую при тангенциальном вводе компонентов топлива, которая может вызвать вращение двигателя.

Интенсивность закрутки тангенциального завихрителя определяется безразмерным параметром Хигира-Бэра [10]:

где R - радиус камеры закручивания;

ρ - плотность газа;

u - осевая составляющая скорости;

w - тангенциальная составляющая скорости;

r - текущий радиус.

Определим параметр Хигира-Бэра для внутреннего завихрителя. Предположим, что плотность ρ1 и осевая составляющая скорости газа u1 постоянны, а радиальное распределение тангенциальной составляющей скорости w(r) соответствует закону твердого тела [10]

где w1 - скорость газа, поступающего в камеру внутреннего завихрителя из тангенциальных каналов на радиусе R1.

Проводя интегрирование (1) с учетом (2), для внутреннего завихрителя получим формулу для расчета Ф1:

Для внешнего завихрителя интегрирование проводится от радиуса внутреннего завихрителя R1 (толщиной стенки цилиндрического стакана можно пренебречь) до радиуса внешнего завихрителя R2. При этом вращение газа происходит в кольцевом канале и изменением тангенциальной скорости газа по радиусу можно пренебречь (w2=const). Для внешнего завихрителя параметр Хигира-Бэра равен:

Выражая скорость газа через его расход G=ρuS (ρ - плотность газа, u - скорость газа; S - площадь проходного сечения), получим уравнения для компонент вектора скорости во внутреннем и внешнем завихрителях:

где S1, S2 - площади входных тангенциальных каналов для внутреннего и внешнего завихрителей.

Интенсивность закрутки для обоих завихрителей должна быть одинаковой, поэтому, подставляя (5) в (3) и (4) и приравнивая значения параметров Хигира-Бэра (Ф12), получим:

Величина массового расхода G связана с перепадом давления Δp на каналах ввода завихрителя соотношением [11]:

где φ - коэффициент расхода;

S - суммарная площадь входных тангенциальных каналов.

Полагая, что подача компонентов топлива в двигатель осуществляется при одинаковом значении перепада давления (Δp1=Δp2), а коэффициенты расходов входных каналов равны (φ12), из уравнения (7) можно получить отношение суммарных площадей входных каналов внешнего и внутреннего завихрителей:

Из соотношений (6) и (8) получим уравнение для определения отношения радиусов камер закручивания, обеспечивающего одинаковую интенсивность закрутки компонентов топлива при заданном перепаде давления:

Уравнение (9) преобразуется к кубическому уравнению относительно r=R2/R1.

где C = 0.75 G 2 G 1 ρ 1 ρ 2 - константа для конкретной топливной композиции.

Выбирая значения радиуса камеры завихрителя и суммарной площади тангенциальных каналов для одного компонента топлива, по формулам (8), (10) определяются соответствующие значения для камеры завихрителя второго компонента, обеспечивающие одинаковую интенсивность закрутки компонентов топлива.

Сущность изобретения поясняется схемой вихревого ракетного двигателя малой тяги на газообразном топливе, реализующей предложенное изобретение (фиг. 1). Ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1 и сопло 2. На фиг. 2 и фиг. 3 показаны сечения камер внутреннего 3 радиусом R1 и внешнего 4 радиусом R2 тангенциальных завихрителей, расположенных коаксиально. Завихрители 3 и 4 разделены цилиндрическим стаканом 5 высотой h=(0.4÷0.6)R2. На переднем днище 6 камеры сгорания 1 расположены один или несколько пиротехнических воспламенителей (на фиг. 1 не показаны). Один из газообразных компонентов топлива подается по газопроводу 7 в коллектор 8 и через тангенциальные каналы 9 в камеру закручивания внутреннего завихрителя 3 (фиг. 2). Второй компонент топлива подается по газопроводу 10 в коллектор 11 и через тангенциальные каналы 12 в камеру закручивания внешнего завихрителя 4 (фиг. 3). Вращение газа в завихрителях направлено противоположно друг другу. Для обеспечения равномерности закрутки используются несколько тангенциальных каналов для подачи компонентов топлива. Камера сгорания 1 на расстоянии L=(1÷1.5)R2 от переднего днища сужается до радиуса R1 (фиг. 1). Отношение радиусов камер закручивания завихрителей 3 и 4 должно удовлетворять уравнению (10), а отношение суммарных площадей тангенциальных каналов 9 и 12 - соотношению (8).

Двигатель работает следующим образом. Газообразные горючее и окислитель подаются под давлением в камеру сгорания непосредственно из баков или из устройства газификации (на фиг. 1 не показаны). Например, окислитель подается по газопроводу 10 в коллектор 11 и через тангенциальные каналы 12 в камеру закручивания внешнего завихрителя 4, а горючее по газопроводу 7 поступает в коллектор 8 и через тангенциальные каналы 9 в камеру закручивания внутреннего завихрителя 3. Газообразный окислитель, двигаясь вдоль стенки камеры сгорания 1, смещается к оси камеры благодаря сужению камеры. Газообразное горючее, вращаясь в камере внутреннего завихрителя 3, движется в сторону сопла 2 вдоль стенки цилиндрического стакана 5 и, выходя из него, под действием центробежных сил смещается к стенке камеры сгорания 1, где взаимодействует с вихрем окислителя. Поскольку направления вращения окислителя и горючего противоположны, а интенсивности закрутки одинаковы, происходит торможение тангенциальной составляющей скорости вихрей и их интенсивное перемешивание. Перемешенные компоненты топлива либо самовоспламеняются (для самовоспламеняющихся компонентов), либо поджигаются пиротехническим воспламенителем. Двигатель выходит на стационарный режим работы. При необходимости может быть реализован режим многократного включения путем прерывания подачи компонентов топлива и повторного ее возобновления с последующим воспламенением топливной смеси.

Пример реализации

Приведем в качестве примера расчет вихревого ракетного двигателя малой тяги на газообразном топливе с тягой P=500 Н, работающего на газообразных метане и кислороде. Метан имеет молекулярную массу µ=16 г/моль и плотность ρ=0.668 кг/м3 при нормальных условиях. Для кислорода эти значения равны µ=64 г/моль и ρ=1.331 кг/м3.

Химическая реакция горения метана в кислороде

CH4+2O2=CO2+2H2O

показывает, что на одну грамм-молекулу метана требуется 2 грамм-молекулы кислорода, или в массовом отношении - на 16 г метана требуется 64 г кислорода, т.е. стехиометрический коэффициент равен 4. Величину тяги двигателя можно оценить из соотношения [2]:

P=G·I,

где G - массовый секундный расход топлива; I - удельный импульс тяги. Для рассматриваемой топливной смеси (метан + кислород) удельный импульс тяги, рассчитанный по программной системе TERRA, равен I=388 м/с. Тогда расход топлива для двигателя тягой P=500 Н равен:

Для стехиометрической смеси расход окислителя будет составлять 1.032 кг/с, а горючего - 0.258 кг/с.

Вариант 1

Окислитель подается во внешний завихритель, а горючее - во внутренний. При этом G1=0.258 кг/с, ρ1=0.668 кг/м3, a G2=1.032 кг/с, ρ2=1.331 кг/м3.

Подставляя эти значения в формулу (10), определим константу С:

Из графического решения уравнения (10) находим значение r1 (фиг. 4):

Примем радиус камеры сгорания R2=40 мм, тогда значение R1=24 мм.

При заданном перепаде давления на каналах 9 и 12 тангенциальных завихрителей Δp=1 МПа по формуле (7) определим суммарную площадь входных каналов (коэффициент расхода примем равным φ1=0.85):

Пусть внутренний завихритель имеет n1=6 тангенциальных каналов, тогда диаметр одного канала будет равен:

Из соотношения (8) определяем суммарную площадь отверстий тангенциальных каналов для внешнего завихрителя:

Пусть внешний завихритель имеет n1=12 тангенциальных каналов, тогда диаметр одного канала будет равен:

Рассчитанный в соответствии с изобретением вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе имеет внешний завихритель с камерой закручивания диаметром 80 мм и 12-ю тангенциальными каналами диаметром 8.9 мм, внутренний завихритель с камерой диаметром 48 мм и 6-ю тангенциальными каналами диаметром 7.5 мм. Завихрители разделены цилиндрическим стаканом высотой h=0.5R2=20 мм, а сама камера сгорания сужается до диаметра D=2R1=48 мм на расстоянии, равном l=1.2R2=48 мм от заднего днища.

Вариант 2

Горючее подается во внешний завихритель, а окислитель - во внутренний завихритель. При этом G1=1.032 кг/с, ρ1=1.331 кг/м3, a G2=0.258 кг/с, ρ2=0.668 кг/м3.

Подставляя эти значения в формулу (10), определим константу С:

Из графического решения уравнения (10) находим значение r2 (фиг. 4):

Выбирая то же значение R2=40 мм для камеры закручивания внешнего завихрителя, для R1 получим R1=36.7 мм.

Поскольку расходы компонентов топлива не меняются, суммарные площади отверстий подачи, их количество и диаметры останутся теми же самыми. Рассчитанный в соответствии с изобретением двигатель при подаче окислителя во внутренний завихритель имеет внешний завихритель с камерой диаметром 80 мм и 6-ю тангенциальными каналами диаметром 7.5 мм, внутренний завихритель с камерой диаметром 73.4 мм и 12-ю тангенциальными каналами диаметром 8.9 мм. Завихрители разделены цилиндрическим стаканом высотой h=0.5R2=20 мм, а сама камера сгорания сужается до диаметра D=2R1=73 мм на расстоянии, равном l=1.2R2=48 мм от заднего днища.

Таким образом, заявляемый вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе обеспечивает достижение технического результата изобретения - надежную работу с любыми газообразными топливными композициями, высокие энерготяговые характеристики за счет повышения полноты сгорания при интенсивном перемешивании горючего и окислителя во встречных закрученных потоках, а также компенсацию реактивной силы, вызывающей нежелательное вращение двигателя.

ЛИТЕРАТУРА

1. Гришин С.Д., Кокорин В.В., Харламов Н.П. Теоретические основы создания двигательных установок для управления космическими аппаратами. М.: Машиностроение, 1985. - 192 с.

2. Мелькумов Т.М., Мелик-Пашаев Н.И., Чистяков П.Г., Шиуков А.Г. Ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1976. - 400 с.

3. Белоконов И.В., Круглов Г.Е., Трушляков В.И., Юдинцев В.В. Оценка возможности управляемого схода с орбиты верхней ступени РН "Союз" за счет использования остатков топлива в баках. // Всероссийская научно-техническая конференция "Актуальные проблемы ракетно-космической техники и ее роль в устойчивом социально-экономическом развитии общества", посвященная 50-летию образования ЦСКБ и 90-летию со дня рождения Д.И. Козлова. Самара. 2009. - С. 68-72.

4. Патент РФ №2192556 С2, МПК F02K 9/56, F02K 9/52. Способ организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги / Казанкин Ф.А., Кутуев Р.Х., Ларин Е.Г., Мезенин П.Б.; опубл. 10.11.2002 г.

5. Патент РФ №2183761 С2, МПК F02K 9/62, F02K 9/95. Жидкостной ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного двигателя малой тяги / Весноватов А.Г., Барсуков О.А.; опубл. 20.06.2002 г.

6. Патент РФ №2300007 С1, МПК F02K 9/62. Вихревой ракетный двигатель / Тимошенко И.К.; опубл. 27.05.2007 г.

7. Патент РФ №2397355, МПК F02K 9/62, F02K 9/95. Способ организации рабочего процесса ракетного двигателя малой тяги / Кутуев Р.Х.; опубл. 20.08.2010 г.

8. Патент РФ №2217620, МПК F02K 9/62, F02K 9/52. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги / Иванов В.Н.; опубл. 27.11.2003 г.

9. Патент РФ №2488712 С2, МПК F02K 9/62. Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе / Архипов В.А., Борисов Б.В., Жуков А.С., Бондарчук С.С., Куденцов В.Ю., Трушляков В.И.; опубл. 27.07.2013 г.

10. Гупта А., Лилли Д., Сайред Н. Закрученные потоки. - М.: Мир, 1987. - 588 с.

11. Кремлевский П.П. Расходомеры и счетчики количества. - Л: Машиностроение, 1989. - 701 с.

Вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе, включающий камеру сгорания с соплом и тангенциальные завихрители для подачи компонентов топлива в камеру сгорания, отличающийся тем, что в камере сгорания со стороны ее переднего днища расположены два коаксиально выполненных завихрителя для раздельной подачи компонентов топлива (внутренний и внешний), разделенных цилиндрическим стаканом, при этом камерой закручивания внутреннего завихрителя является внутренняя поверхность цилиндрического стакана, камерой закручивания внешнего завихрителя является внутренняя поверхность камеры сгорания, тангенциальные каналы подачи компонентов топлива во внутреннем и внешнем завихрителях направлены противоположно, камера сгорания выполнена с сужением от радиуса R2 до радиуса R1, расположенном на расстоянии L=(1÷1.5)R2 от переднего днища камеры сгорания, при этом высота цилиндрического стакана определяется соотношением
h=(0.4÷0.6)R2,
а отношение радиусов камер закручивания внешнего и внутреннего завихрителей определяется из решения уравнения

где h - высота цилиндрического стакана;
L - расстояние от переднего днища камеры сгорания до ее сужения;
R1 - радиус камеры закручивания внутреннего завихрителя;
R2 - радиус камеры закручивания внешнего завихрителя;
r=R2/R1 - отношение радиусов камер закручивания завихрителей;
- константа, определяемая конкретной топливной композицией (горючее и окислитель);
ρ1, ρ2 - плотности компонентов топлива, подаваемых во внутренний и внешний завихрители, соответственно, кг/м3;
G1, G2 - массовые секундные расходы компонентов топлива, подаваемых во внутренний и внешний завихрители, соответственно, кг/с.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит охлаждаемую камеру, смесительную головку, состоящую из наружного днища, среднего днища, огневого днища, форсунок форкамерного типа, включающих в себя осевой канал, выполненный глухим со стороны его входной части, соединенный при помощи тангенциальных отверстий, расположенных равномерно по окружности с полостью окислителя, кольцевой канал с тангенциальными отверстиями, расположенными равномерно по окружности и выходящими в полость горючего, расположенный коаксиально осевому каналу, форкамеру, являющуюся продолжением кольцевого канала, сообщенную с одной стороны с кольцевым каналом и осевым каналом, а с другой стороны с полостью камеры газогенератора, при этом на торце форсунки вокруг форкамеры выполнены отверстия, соединяющие полость горючего с полостью камеры газогенератора, причем во внутренней полости камеры газогенератора расположена полость воды, выполненная в виде двух днищ и закрепленных между ними газовых втулок, при этом полость воды соединена с высокотемпературной зоной камеры газогенератора через радиальные отверстия, выполненные в стенках газовых втулок, в варианте исполнения в днище полости воды, расположенном со стороны смесительной головки, выполнены отверстия.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения.

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 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 ракетным двигателям малой тяги, предназначенным для управления положением космических летательных аппаратов. Блок ракетных двигателей включает в себя смесительную головку, клапаны подачи топлива с запорными органами, седлом, тарелью и силовым приводом, смесительные элементы с входными каналами, камеры сгорания, не менее двух. Согласно изобретению в головке выполнены коллекторы подачи компонентов топлива в виде тупиковых углублений, при этом каждый из коллекторов подачи компонентов топлива соединен с одной стороны с системой хранения топлива, например с топливными баками, а с другой стороны соединен системой каналов с соответствующей камерой сгорания через соответствующие клапаны подачи топлива и смесительные элемент, причем запорные органы и система каналов выполнены непосредственно в смесительной головке. Запорные органы клапанов подачи топлива выполнены в цилиндрических углублениях смесительной головки, их входные каналы соединены с соответствующим коллектором подачи компонентов топлива, а их выходные каналы соединены с входными каналами смесительных элементов, при этом седла запорных органов выполнены соосно цилиндрическим углублениям в их донной части, а тарели запорных органов установлены подвижно, с одной стороны в цилиндрических углублениях смесительной головки, а с другой стороны - в силовых приводах клапанов подачи топлива. Камеры сгорания, силовые приводы клапанов подачи топлива и форсуночные элементы герметично соединены со смесительной головкой через разъемные либо неразъемные соединения. В смесительной головке могут быть выполнены дополнительные каналы, соединяющие коллекторы подачи компонентов топлива через герметичные разъемные либо неразъемные соединения и трубопроводы с другими потребителями топлива, например двигателями системы стабилизации. Изобретение обеспечивает снижение массы блока, повышение надежности, а также использование каналов в смесительной головке в качестве части топливной магистрали для внешних потребителей. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги. Смесительная головка состоит из смесительной камеры с постоянной площадью поперечного сечения, со струйными форсунками подачи компонентов топлива, выходящими в смесительную камеру, переходящую в расширяющуюся к выходу форкамеру, каналов подвода окислителя и горючего к струйным форсункам. Согласно изобретению каналы подвода окислителя и горючего перед струйными форсунками подачи компонентов топлива пересекаются между собой. Длина каналов от точки пересечения каналов подвода окислителя и горючего до выхода из смесительной камеры не превышает длины совместного пробега компонентов топлива до окончания периода жидкофазной индукции. Поперечное сечение форсунок подачи компонентов топлива больше поперечного сечения каналов подвода компонентов топлива. Площадь поперечного сечения смесительной камеры составляет 1,5-2,0 суммарной площади поперечных сечений форсунок подачи компонентов топлива. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Двигатель содержит свечу зажигания поверхностного разряда 1, разрядную полость 2 свечи зажигания, диафрагму 3, каналы 4, соединяющие разрядную полость 2 свечи зажигания и ступень воспламенения устройства 5 (вторую ступень), первую ступень 6 двигателя с каналами 7 подачи водорода, вторую ступень 5 с каналами 8 подачи кислорода, третью ступень 9 с каналами 10 подачи водорода, четвертую ступень 11 с каналами 12 подачи кислорода и с каналами 13 для подачи кислорода в четвертую ступень 11 с целью охлаждения стенок камеры сгорания, образованной ступенями двигателя, и дозвуковой части сопла 14. Изобретение обеспечивает повышение надежности и стабильности воспламенения, смешения и горения газообразных водорода и кислорода в ракетных двигателях малой тяги. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутреннего охлаждения камеры сгорания, при этом для подачи окислителя в камеру сгорания применена щелевая форсунка, установленная с возможностью направления окислителя к оси двигателя. Изобретение способствует интенсивному перемешиванию водорода и кислорода и более полному их сгоранию. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ). Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, при этом в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода и надежности работы двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Смесительная головка имеет две центробежные форсунки подачи горючего и окислителя в камеру сгорания и каналы горючего для охлаждения стенки камеры сгорания и сопла. Для подачи горючего в камеру сгорания установлена центробежная форсунка с большим углом вектора скорости потока и соосная с ней центробежная форсунка окислителя с меньшим углом вектора скорости, чем у горючего. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода в двигателе. 1 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим по безгенераторной схеме. Камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, при этом камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры жестко соединена наружным выпуклым и внутренним изогнутым корпусами поворотного устройства с блоком камеры и сверхзвуковым соплом, и тракт охлаждения кольцевой камеры сгорания соединяется трактом охлаждения в изогнутом внутреннем корпусе поворотного устройства с трактом охлаждения блока камеры со сверхзвуковым соплом, а трактом охлаждения в наружном выпуклом днище и магистралью тракт охлаждения кольцевой камеры соединяется с магистралью на выходе из сверхзвукового сопла. Изобретение обеспечивает уменьшение линейного размера двигателя, получение дополнительного набора тепла для повышения энергетических характеристик двигателя и снижает в охлаждающем тракте двигателя гидравлическое сопротивление. 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа. Камера сгорания ЖРД, работающего с дожиганием генераторного газа, содержащая газовод, смесительную головку со смесительными элементами, корпус камеры и магистрали подвода компонентов топлива, согласно изобретению в районе минимального сечения камеры выполнен газовод тороидальной формы, полость которого с помощью оребренного тракта, выполненного на наружной стенке корпуса камеры и наружного днища головки, соединена со смесительными элементами головки. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы камеры сгорания и уменьшение линейного размера камеры сгорания. 4 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из свечи зажигания топлива, смесительной головки, обеспечивающей смешение топлива и внутреннее охлаждение стенки камеры сгорания, камеры сгорания и сопла, в смесительной головке двигателя выполнены струйные форсунки типа струя в сносящем потоке кислорода, суммарные векторы потоков которых направлены в плоскости, перпендикулярной оси двигателя, навстречу друг другу. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к камерам сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из композиционных материалов состоит из наружной силовой и внутренней стенки, оформляющей газовый канал, оболочек для конструктивных форм камер, приближенных к телам вращения, или комплекта наружных и внутренних стенок, оформляющих наружный облик камеры и внутренний газовый канал, при других, например, призматических конструктивных формах камер. Пространство между наружной и внутренней оболочками или наружными и внутренними стенками заполнено пористой теплоизоляцией с закреплением высокотемпературным клеем на одной из оболочек или соответствующих им стенках или без него. Наружная оболочка или комплект соответствующих ей стенок выполнена из углерод-углеродного композиционного материала с антиокислительным и герметизирующим покрытием с внутренней стороны, а внутренняя оболочка выполнена из эрозионностойкого материала с регулируемой газопроницаемостью, например, перфорацией. Изобретение направлено на повышение тепло- и эрозионной стойкости камеры сгорания и разгрузка ее внутренней оболочки от давления газа. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, работающих на газообразных компонентах топливной смеси. Вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе содержит камеру сгорания с соплом и тангенциальные завихрители для подачи в нее компонентов топлива. В камере сгорания со стороны ее переднего днища расположены внутренний и внешний завихрители, выполненные коаксиально и разделенные цилиндрическим стаканом. Камерой закручивания внутреннего завихрителя радиусом R1 является внутренняя поверхность стакана, камерой закручивания внешнего завихрителя радиусом R2 является внутренняя поверхность камеры сгорания. Тангенциальные каналы подачи компонентов топлива во внутренний и внешний завихрители направлены противоположно. Высота цилиндрического стакана определяется соотношением hR2, а камера сгорания выполнена с сужением от радиуса R2 до радиуса R1 на расстоянии LR2 от переднего днища. Соотношение радиусов камер закручивания внешнего и внутреннего завихрителей определяется из решения алгебраического уравнения. Изобретение обеспечивает работу с любыми газообразными топливными композициями и высокие энерготяговые характеристики за счет повышения полноты сгорания при интенсивном перемешивании горючего и окислителя во встречных закрученных потоках, а также компенсации реактивной силы, вызывающей нежелательное вращение двигателя. 4 ил.

Наверх