Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги



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

 


Владельцы патента RU 2592948:

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

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая камеру и смесительную головку с размещенной по оси двухкомпонентой центробежной форсункой, наружная и внутренняя камеры закручивания которой сообщены с коллекторами соответствующих компонентов топлива, в соответствии с изобретением между смесительной головкой и камерой выполнена предкамера с цилиндрической частью, примыкающей к смесительной головке, и конической, сопряженной с одной стороны с указанной цилиндрической частью, а с другой стороны - с камерой, причем линия смыкания конических пелен компонентов топлива работающей камеры расположена в непосредственной близости от конической стенки предкамеры. Линия смыкания конических пелен работающей камеры расположена в непосредственной близости к конической части предкамеры в месте сопряжения ее с цилиндрической частью предкамеры. Изобретение обеспечивает равномерное распределение соотношения компонентов топлива и более полное преобразоване топлива в продукты сгорания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги.

Известна схема смесеобразования, представленная в книге М.В. Добровольского "Жидкостные ракетные двигатели". Основы проектирования под редакцией Д.А. Ягодникова. Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 2005 г., стр. 113, рис. 3.22 д. е. На указанных рисунках приводятся схемы двухкомпонентных центробежных форсунок с внешним смешением компонентов топлива.

Перемешивание компонентов топлива происходит в жидкой фазе, чему способствует пересечение конусов распыла с образованием при этом слоя жидкофазных промежуточных продуктов и множества спутных капель горючего и окислителя из-за разбрызгивания при пересечении конусов. Основным недостатком приведенной схемы является неспособность этой схемы обеспечить полное жидкофазное смешение из-за того, что время, необходимое для смешения (τсм), гораздо больше периода жидкофазной индукции (τi), которое по результатам работ Самарского государственного аэрокосмического университета составляет ~1·10-4 с для компонентов топлива АТ+НДМГ («Исследование закономерностей жидкофазного взаимодействия компонентов СЖРТ», Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, № 3 (19), 2009, с. 316-321).

В результате, после столкновения конусов распыла из слоя частично перемешанных в жидкой фазе компонентов топлива начинают выделяться газофазные промежуточные продукты, которые расталкивают еще неперемешанные слои окислителя и горючего - наступает явление сепарации. Результат - неполное сгорание топлива и снижение экономичности двигателя.

Наиболее близкой к предлагаемой является камера сгорания ЖРДМТ со схемой смесеобразования (см. патент РФ № 2041375) с двухкомпонентной соосной центробежной форсункой внешнего смешения компонентов топлива и струйными форсунками окислителя, предназначенными для организации более интенсивного процесса перемешивания топлива и охлаждения стенок камеры и сопла.

Подготовка смеси топлива происходит следующим образом. Конусы распыла окислителя и горючего сталкиваются друг с другом в непосредственной близости от сопла форсунки окислителя, образуя совместный конус распыла; при столкновении происходит неполное перемешивание окислителя и горючего с последующей химической реакцией и выделением из слоя смешения газофазных промежуточных продуктов и началом сепарации (расталкивание неперемешанных слоев окислителя и горючего); в этой зоне происходит пронизывание получившегося слоистого потока струями. Струи при пронизывании уносят с собой часть вещества из многослойного потока, одновременно теряя часть собственного вещества. При большом количестве струй одновременно происходит удовлетворительное перемешивание компонентов топлива и воспламенение. Эта схема смесеобразования зарекомендовала себя в ЖРДМТ разработки ФГУП «НИИМаш» как высокоэффективная.

Приведенная схема смесеобразования предназначена для ЖРДМТ тягой порядка (25-600) Н, в которых возможно организовать охлаждение стенок камеры и сопла за счет выделения для этой цели части одного из компонентов топлива. Недостатком этой схемы является малая эффективность применения ее для ЖРДМТ тягой порядка (5-20) Н из-за малых расходов компонентов топлива, не позволяющих при такой схеме смесеобразования получить достаточные для качественного смесеобразования скорости струй, истекающих из форсунок, и практически полное отсутствие возможности организации охлаждения камеры и сопла для двигателей тягой менее 10 Н.

Следующим недостатком приведенной схемы является отсутствие возможности глубокого перемешивания (не говоря уже о полном перемешивании) окислителя и горючего. Этот недостаток - свойство всех центробежных форсунок.

Задачей изобретения является увеличение экономичности ЖРДМТ тягой (5-20) Н за счет последовательного перемешивания компонентов топлива в жидкой фазе, перемешивания образовавшихся жидкофазных промежуточных продуктов и последующего перемешивания выделившихся в результате химических реакций газофазных промежуточных продуктов.

Решение заключается в том, что в известной камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащей камеру и смесительную головку с размещенной по оси двухкомпонентой центробежной форсункой, наружная и внутренняя камеры закручивания которой сообщены с коллекторами соответствующих компонентов топлива, согласно изобретению между смесительной головкой и камерой выполнена предкамера с цилиндрической частью, примыкающей к смесительной головке и конической, сопряженной с одной стороны с указанной цилиндрической частью, а с другой стороны - с камерой, причем кольцевая линия смыкания конических пелен компонентов топлива работающей камеры сгорания расположена в непосредственной близости от конической стенки поверхности предкамеры.

Камера сгорания может отличаться тем, что линия смыкания пелен расположена в непосредственной близости к линии сопряжения цилиндрической и конической частей предкамеры.

Такое исполнение камеры, а также взаимное расположение форсуночной головки и камеры позволяют обеспечить двукратное перемешивание компонентов топлива: первое перемешивание жидкофазное - при соударении друг с другом конусов распыла окислителя и горючего с образованием жидкофазных промежуточных продуктов, второе перемешивание сразу за первым - при столкновении совместного конуса распыла (с образованием жидкофазных промежуточных продуктов) с преградой (с коническим участком предкамеры). Важной особенностью при этом является обеспечение минимального времени (соответственно - минимального расстояния) между указанными моментами столкновения, чтобы конусы распыла не успели разойтись под действием образующихся газообразных продуктов.

Предлагаемая конструкция поясняется чертежом, на котором приведено продольное сечение камеры и форсуночной головки. Камера сгорания состоит из форсуночной головки 1 с центробежной форсункой окислителя 2, центробежной форсункой горючего 3 и камеры 4. Позициями 5 и 6 обозначены конусы распыливания окислителя и горючего соответственно. Кольцевая линия столкновения конусов обозначена позицией 7. Позицией 8 обозначена предкамера. Угол конической части предкамеры - α. Коллекторы окислителя и горючего не показаны.

Камера сгорания работает следующим образом.

Окислитель и горючее, истекая из центробежных форсунок 2, 3, образуют соответственно конусы распыла окислителя 5 и горючего 6, которые сталкиваются на кольцевой линии 7, образуя совместный конус распыла, в котором начинается смешение компонентов и химическая реакция с образованием жидкофазных промежуточных продуктов. Практически сразу же, в непосредственной близости от конического участка предкамеры совместный конус распыла сталкивается с преградой - поверхностью конического участка предкамеры с углом α и по нему устремляется к центру камеры и частично в сторону форсуночной головки. При столкновении с преградой компоненты топлива и жидкофазные промежуточные продукты снова перемешиваются, что способствует улучшению смесеобразования и качества подготовительных процессов в камере.

При движении по коническому участку камеры из перемешанных компонентов топлива и жидкофазных промежуточных продуктов происходит выделение газофазных промежуточных продуктов, которые сталкиваются в камере в районе продольной оси камеры, что вызывает их перемешивание и этим также способствует улучшению подготовительных процессов, а в результате - улучшает энергетические характеристики двигателя.

При расположении линии смыкания конических пелен в непосредственной близости от линии сопряжения цилиндрической и конической частей предкамеры 8 существенно уменьшается поток жидких и жидкофазных продуктов в сторону смесительной головки, при этом уменьшаются тепловые потоки в сторону смесительных элементов, и повышается качество смесеобразования в предкамере 8 и камере 4.

Предложенная конструкция камеры сгорания с трехкратным столкновением (столкновение в жидкой фазе, столкновение жидкофазных промежуточных продуктов с преградой, столкновение газофазных промежуточных продуктов) приводит к равномерному по сечению камеры распределению соотношения компонентов топлива и в конечном итоге - к более полному преобразованию топлива в продукты сгорания и высокой экономичности двигателя.

Увеличением угла α конического участка предкамеры можно интенсифицировать процесс перемешивания газофазных промежуточных продуктов в камере. Увеличение угла α также приведет к снижению массы камеры за счет уменьшения приведенной длины камеры и, наоборот - уменьшением угла α можно добиться щадящих условий работы камеры с пониженной температурой, но это приведет к увеличению приведенной длины камеры и увеличению массы камеры.

1. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая камеру и смесительную головку с размещенной по оси двухкомпонентной центробежной форсункой, наружная и внутренняя камеры закручивания которой сообщены с коллекторами соответствующих компонентов топлива, отличающаяся тем, что между смесительной головкой и камерой выполнена предкамера с цилиндрической частью, примыкающей к смесительной головке, и конической, сопряженной с одной стороны с указанной цилиндрической частью, а с другой стороны - с камерой, причем линия смыкания конических пелен компонентов топлива работающей камеры расположена в непосредственной близости от конической стенки предкамеры.

2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что линия смыкания конических пелен работающей камеры расположена в непосредственной близости к конической части предкамеры в месте сопряжения ее с цилиндрической частью предкамеры.



 

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 области ракетной техники, а именно к камерам жидкостных ракетных двигателей. Жидкостный ракетный двигатель содержит турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, содержащей наружное, среднее и огневое днища, скрепленные между собой форсунками, штифтами, пайкой и сваркой.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к камерам жидкостных ракетных двигателей и входящим в них устройствам и деталям. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит регенеративно охлаждаемые сопло и цилиндрическую часть, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, скрепленные между собой форсунками, штифтами, пайкой и сваркой.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). В ЖРДМТ, содержащем неохлаждаемую камеру 1, смесительную головку с внутренним днищем 2, осевую центробежную форсунку 3, периферийный пояс струйных форсунок 4 и кольцевой конический дефлектор 5 между ними, при этом срез 6 центробежной форсунки углублен от выходной кромки 7, образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок 4, согласно изобретению полость камеры сгорания 8 над наружной поверхностью 9 дефлектора и полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора и внутренним днищем смесительной головки сообщены между собой каналами 12.

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 области ракетной техники, а именно к камерам жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива при помощи форсунок из соответствующих полостей смесительной головки.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги с регулированием тяги содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, при этом устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива, имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регулятор напряжения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для изготовления смесительной головки камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Способ включает сборку блока форсунок смесительной головки, их сборку под пайку, пайку в высоковакуумной печи, контроль качества, испытания на прочность и герметичность.

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

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 области инжекционных элементов (201) для инжекции двух компонентов (Е1, Е2) топлива в камеру сгорания, в частности, предназначенных для ракетного двигателя с, по меньшей мере, одной камерой сгорания, содержащей инжектор с одним или множеством инжекционных элементов (201). Инжекционный элемент (201) содержит первый кольцевой канал (206) для инжекции первого компонента (Е1) топлива и второй кольцевой канал (207) для инжекции второго компонента (Е2) топлива, причем второй канал (207) расположен коаксиально снаружи первого канала (206) и примыкает к нему, и, потенциально, третий кольцевой коаксиальный канал (208), который расположен снаружи второго канала (207) и примыкает к нему. Первый канал (206) окружает центральное тело (205) инжекционного элемента (201), причем центральное тело (205) содержит полость (209), сообщающуюся с наружной поверхностью (212) центрального тела (205) и выполненную с возможностью демпфирования, по меньшей мере, одной предварительно заданной звуковой частоты f. Изобретение обеспечивает уменьшение влияния акустических колебаний в камере сгорания. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх