Инжектор для смешивания двух компонентов топлива, содержащий по меньшей мере инжекционный элемент с тремя коаксиальными каналами

Изобретение относится к камерам сгорания ракетного двигателя. Инжектор для смешивания двух компонентов топлива, расположенный по направлению потока перед камерой сгорания, содержащий по меньшей мере один инжекционный элемент (14) тройной коаксиальной конструкции, установленный между двумя панелями (12, 13), ограничивающими между собой пространство (65); из числа коаксиальных каналов внутренний коаксиальный канал (23) и наружный коаксиальный канал (24) снабжаются параллельно одним и тем же компонентом топлива, например, через пространство (65). Изобретение обеспечивает повышение качества смешения компонентов топлива. 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к инжектору для смешивания двух компонентов топлива, расположенному по направлению потока перед камерой сгорания, например, камерой сгорания ракетного двигателя. Под инжектором имеется в виду узел, образованный одним или несколькими инжекционными элементами и конструкцией, образующей опору и содержащей средства подачи компонентов топлива к инжекционному элементу или элементам.

Уровень техники

В патентном документе US 6502385 описан инжектор упомянутого типа, то есть содержащий, по меньшей мере, один инжекционный элемент, установленный между двумя панелями, жестко укрепленными на расстоянии друг от друга. Образующий инжектор узел называется также «инжекционной головкой». Инжекционный элемент или каждый инжекционный элемент жестко соединен с двумя панелями и объединен с ними в узел. Согласно конкретному примеру выполнения, описанному в этом документе уровня техники, инжекционный элемент привинчен к верхней по направлению потока панели основания и приклепан к нижней панели, закрывающей камеру сгорания. Инжекционный элемент относится к тройному коаксиальному типу, то есть содержит средний кольцевой коаксиальный канал для первого компонента топлива и два коаксиальных канала для второго компонента топлива - соответственно внутренний кольцевой коаксиальный канал и наружный кольцевой коаксиальный канал. Нижние по направлению потока концы трех каналов открыты за пределами отверстия нижней панели, так что смесь двух компонентов топлива впрыскивается в камеру сгорания. Наружная трубчатая оболочка, ограничивающая наружный коаксиальный канал, приклепана к нижней панели. Инжекционный элемент или инжекционные элементы способствуют стабилизации положения нижней панели по отношению к верхней панели и препятствуют ее деформации.

При этом описанный инжекционный элемент имеет такую конструкцию, что внутренний коаксиальный канал и наружный коаксиальный канал (в которых циркулирует второй компонент топлива) сообщаются посредством проходов, выполненных радиальными и пересекающих средний коаксиальный канал, где циркулирует первый компонент топлива. Вследствие этого трудно калибровать соответствующие расходы второго компонента топлива во внутреннем и наружном коаксиальных каналах. Кроме того, из-за наличия этих проходов через средний коаксиальный канал смазка составных частей инжекционного элемента осуществляется довольно сложно и требует тонкой и дорогой технологии сборки.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение позволяет решить указанные проблемы.

Более конкретно, изобретение относится к инжектору для смешивания двух компонентов топлива, содержащему, по меньшей мере, один инжекционный элемент тройной коаксиальной конструкции, который установлен между двумя панелями или аналогичными элементами, причем верхняя и нижняя по направлению потока панели ограничивают между собой пространство, и жестко прикреплен к этим двум панелям, при этом в инжекционном элементе определены три коаксиальных канала, а именно средний кольцевой коаксиальный канал для первого компонента топлива и два коаксиальных канала для второго компонента топлива, включающих соответственно внутренний коаксиальный канал и наружный кольцевой коаксиальный канал, отличающемуся тем, что внутренний коаксиальный канал и наружный коаксиальный канал снабжаются параллельно вторым компонентом топлива.

Согласно примеру выполнения пространство между двумя панелями, верхней и нижней по направлению потока, образует пространство для ввода второго компонента топлива, а инжекционный элемент или каждый инжекционный элемент снабжен независимыми и калиброванными проходами: по меньшей мере, одним первым проходом (отверстием), который непосредственно соединяет пространство ввода с внутренним коаксиальным каналом, и, по меньшей мере, одним вторым проходом (отверстием), который непосредственно соединяет пространство ввода с наружным коаксиальным каналом.

Согласно предпочтительному примеру выполнения инжекционный элемент или каждый инжекционный элемент содержит:

- первую секцию, которая прикреплена к верхней по направлению потока панели и в которой образован внутренний коаксиальный канал,

- вторую секцию, прикрепленную к первой секции и образующую с ней средний кольцевой коаксиальный канал, и

- третью секцию, прикрепленную ко второй секции и образующую с ней наружный кольцевой коаксиальный канал.

Простым образом первая секция содержит отверстия, проходящие между внутренним коаксиальным каналом и пространством, определенным между панелями. Эти отверстия могут быть выполнены под углом по отношению к радиальному направлению.

Подобным же образом третья секция предпочтительно содержит отверстия, проходящие между наружным коаксиальным каналом и пространством, определенным между панелями. Эти отверстия также могут быть выполнены под углом по отношению к радиальному направлению.

Согласно комбинации предпочтительных средств первая секция содержит центральный сердечник, вокруг которого образован внутренний кольцевой коаксиальный канал, так что в этом случае данный канал имеет кольцевую конфигурацию.

Краткий перечень чертежей

Далее изобретение и его другие преимущества будут пояснены на нескольких примерах выполнения инжекторов в соответствии с изобретательской концепцией, приведенных исключительно в качестве иллюстрации со ссылками на прилагаемые чертежи. На чертежах:

фиг.1 схематично изображает на виде сбоку в разрезе инжектор для смешивания из двух компонентов топлива;

фиг.2 изображает на виде, аналогичном виду по фиг.1, вариант выполнения инжектора;

фиг.3 изображает на виде, аналогичном виду по фиг.1, другой вариант выполнения инжектора;

фиг.4 изображает стенку трубчатого элемента, снабженную наклонными винтовыми ребрами;

фиг.5 схематично изображает в осевом разрезе оконечную часть инжекционного элемента по изобретению в первом примере выполнения;

фиг.6 изображает на виде, аналогичном виду по фиг.5, вариант выполнения инжекционного элемента;

фиг.7 изображает на виде, аналогичном виду по фиг.5, другой вариант выполнения инжекционного элемента;

фиг.8 изображает на виде, аналогичном виду по фиг.5, еще один вариант выполнения инжекционного элемента.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показан инжектор 11 того типа, который содержит верхнюю по направлению потока панель 12 или аналогичный элемент, нижнюю по направлению потока панель13 или аналогичный элемент и, по меньшей мере, один инжекционный элемент 14, жестко соединенный с двумя панелями. Предпочтительно инжектор содержит множество инжекционных элементов 14, расположенных между двумя панелями в осесимметричной конфигурации (не показано). Узел из двух панелей и инжекционного элемента или элементов образует инжектор или инжекционную головку. Инжекционный элемент или элементы прикреплены, например, приварены, припаяны или привинчены вблизи своих соответствующих осевых концов к верхней и нижней по направлению потока панелям 12 и 13. Таким образом, с механической точки зрения каждый инжекционный элемент образует поперечину, ограничивающую деформацию панелей, а именно панели 13, которая подвергается воздействию значительного температурного градиента.

Каждый инжекционный элемент имеет перпендикулярную панелям 12 и 13 ось X симметрии и круглый контур вокруг этой оси.

Согласно описываемым примерам выполнения, не имеющим ограничительного характера, каждый инжекционный элемент тройной коаксиальной конструкции содержит три трубчатые секции 15, 17, 19, собранные в узел с образованием трех коаксиальных каналов 21, 23 и 24, в которых циркулируют два компонента топлива.

Так, например, на фиг.1 виден средний коаксиальный канал 21, внутренний коаксиальный канал 23 и наружный коаксиальный канал 24. Первый компонент топлива циркулирует в среднем коаксиальном канале 21, а второй компонент топлива циркулирует одновременно во внутреннем коаксиальном канале 23 и наружном коаксиальном канале 24, при этом два компонента топлива смешиваются на выходе трех коаксиальных каналов, ниже по направлению потока за панелью 13. Далее смесь вводится в камеру сгорания (не показана).

Три коаксиальные секции 15, 17, 19 собраны в узел посредством сварки, пайки или, в некоторых случаях, посредством винтового соединения.

Первая секция 15 определена в металлическом блоке 29 и прикреплена к верхней по направлению потока панели 12 герметичным образом. Она содержит первый участок 31, в котором образована верхняя по направлению потока чашеобразная полость 33, снабжаемая первым компонентом топлива. Он подается со стороны, расположенной выше по направлению потока относительно панели 12.

Чашеобразная полость 33 продолжена множеством протоков 35, здесь параллельных оси X симметрии инжекционного элемента 14 и выходящих на заплечике 37. Согласно непоказанному варианту, общему для всех трех примеров выполнения, протоки 35 могут проходить в наклонных направлениях, то есть не параллельно оси X, под таким углом, что первому компоненту топлива придается вращение на выходе протоков 35.

Заплечик 37 отделяет первый участок 31 от второго центрального участка 39 цилиндрической формы, который имеет меньший диаметр. На этом втором участке 39 в продолжение первого участка 31 внутренний коаксиальный канал 23 реализован глухим осевым отверстием 28. Его получают путем простого осевого сверления металлического блока 29. Отверстия 41 проходят между периферией первой секции 15 и внутренним коаксиальным каналом. Отверстия 41 выходят снаружи в пространство, определяемое между двумя панелями 12, 13. Они могут проходить под углом к радиальному направлению для сообщения движения вращения второму компоненту топлива во внутреннем коаксиальном канале 23.

Вторая трубчатая секция 17 содержит два участка разных диаметров. Участок 45 большего диаметра прикреплен (здесь приварен или припаян) на своем конце к периферии заплечика 37 первой секции 15. Участок 46 меньшего диаметра проходит напротив наружной стенки первой секции, чтобы определять вместе с ней средний коаксиальный канал 21.

Таким образом, кольцевая распределительная полость 48 определена между заплечиком 37 и кольцевой плоской стенкой 50 второй секции, соединяющей два ее участка 45, 46. Эта распределительная полость 48 сообщается со средним коаксиальным каналом 21. Протоки 35 выходят в распределительную полость 48.

Третья трубчатая секция 19 в целом сходна со второй секцией 17. Ее участок 51 большего диаметра прикреплен своим концом, здесь приварен или припаян, к периметру кольцевой плоской стенки второй секции 17. Участок 54 меньшего диаметра проходит напротив наружной поверхности участка 46 второй секции и определяет вместе с ней наружный коаксиальный канал 24. Участок 54 прикреплен герметичным образом к кромке сквозного отверстия 55 в панели 13, здесь посредством сварки или пайки.

Кольцевая распределительная полость 57 определена между плоской стенкой 50 второй секции 17 и кольцевой стенкой 59, соединяющей два участка 51, 54 третьей секции 19. Эта стенка 59 упирается во внутреннюю сторону панели 13.

Распределительная полость 57 сообщается с наружным кольцевым коаксиальным каналом 24. Радиальные отверстия 61 выполнены в участке 51 большого диаметра и выходят с одной стороны в распределительную полость 57 и с другой стороны в пространство 65.

Подача второго компонента топлива к инжекционному элементу или элементам 14 осуществляется через пространство 65.

Отверстия 61 могут быть расположены под углом к радиальному направлению для сообщения движения вращения второму компоненту топлива в распределительной полости 57 и наружном коаксиальном канале 24.

Таким образом, пространство 65 между панелями 12, 13 образует пространство ввода второго компонента топлива для инжекционного элемента или элементов, при этом описанная выше компоновка такова, что внутренний коаксиальный канал 23 и наружный коаксиальный канал 24 снабжаются параллельно вторым компонентом топлива соответственно через отверстия 41 и 61.

Эти отверстия образуют независимые и калиброванные проходы. По меньшей мере, один первый проход (отверстия 41) непосредственно связывает пространство 65 ввода с внутренним коаксиальным каналом 23 и, по меньшей мере, один второй проход (отверстия 61) непосредственно связывает пространство 65 ввода с наружным коаксиальным каналом 24. При этом облегчается регулирование расхода между внутренним и наружным коаксиальными каналами. Кроме того, конструкция каждого инжекционного элемента чрезвычайно проста и невысока по стоимости.

Пример выполнения по фиг.2 сходен с примером выполнения по фиг.1, за исключением конструкции первой секции, которая содержит центральный сердечник 27. Другие аналогичные элементы обозначены теми же позициями и подробно не описываются. Центральный сердечник придает внутреннему коаксиальному каналу 23 кольцевую конструкцию, которая позволяет лучше согласовывать требования по расходу и скорости различных потоков компонентов топлива непосредственно перед их смешиванием. Другими словами, первая секция содержит цилиндрический центральный сердечник, вокруг которого образован внутренний коаксиальный канал 23. В примере выполнения по фиг.2 центральный сердечник 27 и первая секция 15 образуют единый блок (металлический блок 29), а внутренний коаксиальный канал прорезан по кольцу в глубину блока для выделения центрального сердечника 27. Внутренний коаксиальный канал 23 может быть выполнен путем механической обработки на электроэрозионном сверлильном станке с помощью известной технологии.

Кроме того, предпочтительно отверстия 41 выполнены во втулках 42, введенных в толщу металлического блока 29. При этом проще калибровать отверстия 41. Этот вариант может использоваться во всех примерах выполнения.

В примере выполнения по фиг.3 центральный сердечник 27 вставлен в осевую выемку первой секции и проходит от чашеобразной полости 33 до нижнего по направлению потока конца инжекционного элемента. Другими словами, первая секция выполнена из двух приваренных друг к другу коаксиальных частей, причем наружная часть 129 имеет трубчатую форму, а центральная часть 27 образует центральный сердечник. Таким образом, она является элементом, который вставлен, приварен или припаян в осевом отверстии 140 инжекционного элемента. Этот вставленный элемент имеет здесь цилиндрическую форму, которая на верхнем по направлению потока конце заканчивается головкой 141 большего диаметра, приваренной или припаянной в кольцевом углублении, образующем заплечик 142 на соответствующем (верхнем по направлению потока) конце инжекционного элемента. После крепления пайкой центрального сердечника чашеобразная полость 33, в которую подается первый компонент топлива, принимает такой же вид, как и в предыдущих примерах выполнения. В данном примере выполнения центральный сердечник 27 содержит открытую выемку 30 на своем нижнем по направлению потока конце. Эта выемка определяет зону турбулентной рециркуляции на нижнем конце центрального сердечника. Она также снижает массу центрального сердечника. Эта выемка также позволяет снизить риск аэроупругой связи между потоком и собственными колебаниями первой колебательной моды центрального сердечника. Эта выемка не является обязательной и может использоваться в примере выполнения по фиг.2.

На фиг.4 показан имеющий преимущества вариант, в котором спиральные ребра 143 (или канавки) образованы на поверхности, по меньшей мере, стенки, ограничивающей коаксиальные каналы 21, 23, 24. На фиг.4 показана стенка секции 17, снабженной ребрами (или канавками) на внутренней стенке, так что они проходят внутри среднего коаксиального канала 21. При этом в канале 21 получают циркуляцию, называемую «закручиванием». Такое же выполнение может быть предусмотрено на стенках трубчатого элемента секции 15 или 19 и даже на наружной стенке центрального сердечника 27. В этом случае ребра 143 или канавки проходят во внутреннем и/или в наружном коаксиальном канале для создания такого же типа «закрученной» циркуляции.

Другие имеющие преимущества характеристики инжекционного элемента 14 будут описаны со ссылками на фиг.5-7. На этих чертежах показана оконечная часть инжекционного элемента 14 тройной концентричной конструкции для смешивания компонентов топлива. Инжекционный элемент имеет ось X симметрии. Здесь не представлено, каким образом различные составные части инжекционного элемента расположены относительно друг друга, как они удерживаются в своих относительных положениях и связаны с двумя контурами подачи компонентов топлива. Следует напомнить, что множество инжекционных элементов могут быть установлены параллельно друг другу в осесимметричной конфигурации для образования инжектора.

Как было описано выше, инжекционный элемент 14 содержит в своей оконечной части, где должны смешиваться два компонента топлива, несколько трубчатых секций 15, 17, 19, определяющих кольцевые коаксиальные каналы. Показан средний кольцевой коаксиальный канал 21, в котором циркулирует первый компонент Е1 топлива, и расположенные рядом с ним два коаксиальных канала 23, 24, в которых циркулирует второй компонент Е2 топлива. Видны соответственно внутренний кольцевой коаксиальный канал 23 и наружный кольцевой коаксиальный канал 24.

Инжекционный элемент содержит также внутренний центральный сердечник 27, расположенный вдоль оси X внутри внутреннего коаксиального канала 23, в котором циркулирует часть второго компонента Е2 топлива. Другими словами, внутренний центральный сердечник 27 придает кольцевую форму внутреннему коаксиальному каналу 23.

Согласно примеру выполнения по фиг.5 конец наружной стенки внутреннего коаксиального канала 23 имеет первый осевой отступ RI1 по отношению к концу центрального сердечника 27. Конец внутренней стенки наружного коаксиального канала 24 имеет второй осевой отступ RI2 по отношению к концу центрального сердечника 27.

Эти два отступа называются также «внутренними отступами». Понятно, что инжекционный элемент может содержать только один определенный выше внутренний отступ, если стенка другого канала находится в одной радиальной плоскости с концом центрального сердечника.

В примере выполнения по фиг.5 определены два внутренних отступа RI1 и RI2, но первый отступ RI1 больше второго отступа RI2. В отличие от этого в примере выполнения по фиг.6 первый отступ RI1 меньше второго отступа RI2.

И наконец, в примере выполнения по фиг.7 первый и второй отступы RI1, RI2 равны.

Кроме того, в примере выполнения по фиг.7 на нижнем конце центрального сердечника 27 имеется открытая выемка 30.

Все эти примеры выполнения представлены для того, чтобы показать совокупность дополнительных параметров, которые имеются в распоряжении для конструктивного влияния на качество смешивания двух компонентов топлива.

Диаметр или, в более общем плане, объем центрального сердечника 27 позволяет регулировать сечение теперь уже кольцевого внутреннего коаксиального канала 23 и вследствие этого регулировать скорость части второго компонента топлива, который циркулирует в этом канале, для получения желаемого внутреннего срезания первого компонента топлива, выходящего из среднего кольцевого коаксиального канала 21. Во-вторых, наличие открытой выемки 30 на конце центрального сердечника позволяет воздействовать на зону рециркуляции на выходе центрального сердечника. Форма и размеры этой выемки позволяют регулировать конфигурацию и размер этой зоны рециркуляции. И наконец, с помощью одного или двух внутренних отступов можно также воздействовать на турбулентность, создаваемую в зоне срезания, для оптимизации смешивания компонентов топлива.

В противоположность этому, если желательно уменьшить зону рециркуляции на выходе, можно обеспечить заостренное продолжение центрального сердечника вместо выполнения в нем указанной выше глухой выемки. Эта ситуация показана на фиг.8. В этом примере выполнения острие 27а проходит внутри пространства RE отступа, который называется внешним отступом и определен между наружной оболочкой (трубчатой секцией 19) и концом, по меньшей мере, одного из определенных выше коаксиальных каналов 21, 23, 24.

1. Инжектор для смешивания двух компонентов топлива, содержащий множество инжекционных элементов (14) с тройной коаксиальной конструкцией, которые установлены между двумя панелями (12, 13) или аналогичными элементами, причем верхняя и нижняя по направлению потока панели ограничивают между собой пространство (65), при этом в каждом инжекционном элементе определены три коаксиальных канала, содержащих средний кольцевой коаксиальный канал (21) для первого компонента топлива и два коаксиальных канала для второго компонента топлива, включающих соответственно внутренний кольцевой коаксиальный канал (23) и наружный коаксиальный канал (24), отличающийся тем, что указанный внутренний коаксиальный канал (23) и указанный наружный коаксиальный канал (24) снабжаются параллельно вторым компонентом топлива, при этом каждый инжекционный элемент (14) жестко прикреплен к указанным двум панелям.

2. Инжектор по п. 1, отличающийся тем, что указанное пространство (65) между двумя панелями, верхней и нижней по направлению потока, образует пространство для ввода второго компонента топлива, а по меньшей мере один инжекционный элемент снабжен независимыми и калиброванными проходами, включающими по меньшей мере одно первое отверстие (41), которое непосредственно соединяет указанное пространство ввода с указанным внутренним коаксиальным каналом, и по меньшей мере одно второе отверстие (61), которое непосредственно соединяет указанное пространство ввода с указанным наружным коаксиальным каналом.

3. Инжектор по п. 1, отличающийся тем, что инжекционный элемент или каждый инжекционный элемент содержит:
- первую секцию (15), которая прикреплена к верхней по направлению потока панели и в которой образован указанный внутренний коаксиальный канал,
- вторую секцию (17), прикрепленную к указанной первой секции и образующую с ней указанный средний кольцевой коаксиальный канал, и
- третью секцию (19), прикрепленную к указанной второй секции и образующую с ней указанный наружный кольцевой коаксиальный канал.

4. Инжектор по п. 3, отличающийся тем, что указанная первая секция (15) содержит отверстия (41), проходящие между указанным внутренним коаксиальным каналом и указанным пространством, определенным между панелями.

5. Инжектор по п. 4, отличающийся тем, что отверстия указанной первой секции выполнены под углом по отношению к радиальному направлению.

6. Инжектор по п. 3, отличающийся тем, что указанная третья секция содержит отверстия (61), проходящие между указанным наружным коаксиальным каналом и указанным пространством, определенным между панелями.

7. Инжектор по п. 6, отличающийся тем, что отверстия указанной третьей секции выполнены под углом по отношению к радиальному направлению.

8. Инжектор по п. 3, отличающийся тем, что указанная первая секция содержит центральный сердечник (27), вокруг которого образован внутренний кольцевой коаксиальный канал.

9. Инжектор по п. 8, отличающийся тем, что указанный центральный сердечник (27) и первая секция (15) образуют единый блок, а указанный внутренний коаксиальный канал прорезан по кольцу на такую глубину, чтобы выделить указанный центральный сердечник.

10. Инжектор по п. 8, отличающийся тем, что центральный сердечник введен в осевую выемку первой секции (15).

11. Инжектор по п. 1, отличающийся тем, что спиральные ребра (143) или канавки выполнены на поверхности по меньшей мере одной стенки, ограничивающей один из коаксиальных каналов (21, 23, 24).

12. Инжектор по п. 1, отличающийся тем, что указанный инжекционный элемент (14) дополнительно содержит центральный сердечник (27), расположенный по оси внутри указанного внутреннего коаксиального канала (23) для придания ему кольцевой конфигурации, а конец наружной стенки указанного внутреннего коаксиального канала расположен с первым осевым отступом (RI1) по отношению к концу указанного центрального сердечника и/или конец внутренней стенки указанного наружного коаксиального канала расположен со вторым осевым отступом (RI2) по отношению к концу указанного центрального сердечника.

13. Инжектор по п. 12, отличающийся тем, что нижний по направлению потока конец указанного центрального сердечника содержит открытую выемку (30).

14. Инжектор по п. 12, отличающийся тем, что имеются указанный первый и указанный второй отступы и они равны.

15. Инжектор по п. 12, отличающийся тем, что имеются указанный первый и указанный второй отступы и они не равны.

16. Инжектор по п. 15, отличающийся тем, что указанный первый отступ больше указанного второго отступа.

17. Инжектор по п. 15, отличающийся тем, что указанный первый отступ меньше указанного второго отступа.

18. Инжектор по п. 12, отличающийся тем, что указанный центральный сердечник содержит острие (27а).



 

Похожие патенты:

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).

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.

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 двигателей особо малой тяги (1-2 Н). Смесительная головка жидкостного ракетного двигателя малой тяги состоит из каналов подвода окислителя и горючего, смесительной камеры со струйными форсунками окислителя и горючего, площадь поперечного сечения которой больше суммарной площади форсунок окислителя и горючего, а длина равна длине совместного пробега струй до окончания периода жидкофазной индукции, при этом форсунка одного из компонентов топлива соосна смесительной головке, а форсунки второго компонента выполнены в боковой стенке смесительной головки и размещены осесимметрично относительно оси центральной форсунки. Смесительная головка может иметь форсунки второго компонента, размещенные строго в радиальном направлении. Площадь поперечного сечения смесительной камеры предпочтительно равна 1,0-1,2 суммарной площади форсунок окислителя и горючего. Изобретение обеспечивает более полное перемешивание окислителя и горючего в смесительной камере. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение предназначено для организации смесеобразования и горения самовоспламеняющегося топлива в жидкостных ракетных двигателях малой тяги (ЖРДМТ), работающих в вакууме. Устройство состоит из предкамеры 1 и камеры сгорания 2. В предкамере 1 выполнены каналы 3 для подачи компонентов топлива, а также выполнена профилированная поверхность 4 с острой кромкой 5. Каналы подачи топлива расположены в плоскости, перпендикулярной оси предкамеры, конец каждого канала сопряжен по касательной с профилированной поверхностью, форма которой представляет собой дугу окружности, причем поверхность заканчивается острой кромкой в полости предкамеры. Изобретение обеспечивает преобразование жидких струй горючего и окислителя в мелкодисперсное, туманообразное состояние, в котором горючее и окислитель взаимодействуют предельно активно. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно камерам жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), и может быть использовано при создании высокоэкономичных смесительных головок и камер ЖРД для перспективных средств выведения. Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружное, среднее и огневое днища, скрепленные между собой форсунками, штифтами, пайкой и сваркой. Форсунки горючего и окислителя расположены в шахматном порядке в огневом днище с переходом в периферийной зоне головки к расположению по окружностям. Расположенные на сторонах квадрата в центральной части смесительной головки форсунки, а также форсунки, находящиеся для каждой из сторон квадрата на лучах, протяженных от квадрата к периферии, выполнены выступающими в огневую полость камеры за огневое днище, образуя антипульсационные перегородки. Каждая периферийная выступающая относительно огневого днища форсунка является форсункой горючего и расположена в местах пересечения окружности расположения штифтов с указанными лучами расположения выступающих форсунок. Лучи являются продолжением сторон квадрата и соединяют его вершины с периферийной зоной смесительной головки. Штифты расположены на окружности в периферийной зоне смесительной головки, причем в каждом штифте выполнено как минимум три канала, соединяющих полость камеры сгорания с полостью, образованной средним и огневым днищами, при этом выходная часть указанных каналов расположена параллельно оси камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение надежности и устойчивости работы смесительной головки, а также повышение удельного импульса ЖРД. 3 ил.

Изобретение относится к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. Соосно-струйная форсунка, преимущественно для камеры жидкостного ракетного двигателя, содержит, наконечник с профилированным осевым каналом, соединяющим полость одного компонента топлива с полостью камеры сгорания, и втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с полостью камеры сгорания, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, причем на цилиндрической поверхности наконечника выполнены радиальные отверстия, равномерно расположенные по окружности и соединяющие осевой канал наконечника с внутренней полостью втулки. Изобретение обеспечивает повышение полноты сгорания компонентов топлива за счет улучшения смесеобразования. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгазогенераторных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенных компонентах топлива. Камера ЖРД содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, смесительную головку, включающую в себя блок подачи окислителя, блок подачи горючего, блок огневого днища, при этом в указанных блоках по концентрическим окружностям установлены соосно-струйные форсунки, причем во внутренней полости камеры сгорания расположены теплообменные элементы, выполненные в виде трубок Фильда, у которых вход наружной трубки и выход внутренней трубки соединены с полостями блока огневого днища, при этом одна из его полостей сообщается с трактом охлаждения камеры сгорания, в варианте исполнения на внешней поверхности трубок Фильда выполнены ребра. Изобретение обеспечивает повышение давления в камере ЖРД за счет улучшения условий теплообмена между продуктами сгорания топлива и компонентом топлива, используемого для привода турбин турбонасосных агрегатов. 1 з.п. ф-лы, 3 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 (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в космическом пространстве в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Двигатель содержит свечу зажигания поверхностного разряда 1, разрядную полость 2 свечи зажигания, диафрагму 3, каналы 4, соединяющие разрядную полость 2 свечи зажигания и первую камеру 5, в которую поступают водород и продукты сгорания, истекающие из диафрагмы 3, вторую камера 6, в которую поступают закрученный кислород и газовая смесь из первой камеры 5, центробежную форсунку водорода 8; центробежную форсунку кислорода 10. Форсунки 8 и 10 образуют двухкомпонентную центробежную газовую форсунку. Центробежная форсунка горючего 11 для внутреннего охлаждения камеры сгорания и сопла, камера сгорания 12, докритическая часть сопла 13. Все оси двухкомпонентных центробежных газовых форсунок расположены под углом к оси двигателя, этот угол может составлять 35-45°. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода путем приготовления смеси водорода и кислорода, способной сгорать наиболее полным образом. 4 з.п. ф-лы, 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 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 камерам сгорания ракетного двигателя. Инжектор для смешивания двух компонентов топлива, расположенный по направлению потока перед камерой сгорания, содержащий по меньшей мере один инжекционный элемент тройной коаксиальной конструкции, установленный между двумя панелями, ограничивающими между собой пространство ; из числа коаксиальных каналов внутренний коаксиальный канал и наружный коаксиальный канал снабжаются параллельно одним и тем же компонентом топлива, например, через пространство. Изобретение обеспечивает повышение качества смешения компонентов топлива. 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх