Блок ракетных двигателей малой тяги

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 ракетным двигателям малой тяги, предназначенным для управления положением космических летательных аппаратов.

Известен блок ракетных двигателей двигательного отсека космического корабля «Аполлон» (см., например, file:///G:/lunnaya-programma-ssha-apollon-istoriya.html). Блок состоит из четырех двигателей, установленных на общий кронштейн, лежащих в одной плоскости и установленных под прямым углом друг к другу. Каждый двигатель имеет собственную смесительную головку и клапаны подачи топлива. В состав блока входят трубопроводы и арматура для подачи топлива на вход клапанов двигателей.

Недостатком конструкции блока двигателей являются большие габариты и наличие индивидуальных внешних магистралей подачи топлива к двигателям.

Известен блок двигателей для управления положением микроспутников в двигательной установке, работающей на компонентах топлива "перекись водорода, перекись водорода + керосин" (Progress Toward Hydrogen Peroxide Micropropulsion, John C. Whitehead, Michael D. Dittman, Arno G. Ledebuhr, Lawrence Livermore National Laboratory; 13th AIAA/USU Conference on Small Satellites, SSC99-XII-5). В известном решении двигатели расположены в плоскости, перпендикулярной оси двигательной установки, под углом 90° относительно друг друга. Двигатели предназначены для проведения операций по коррекции орбиты микроспутника и маневров при сближении с другими космическими аппаратами. Каждый из этих двигателей состоит из клапанов подачи компонентов топлива в двигатель, смесительной головки, камеры сгорания, сопла и кронштейна крепления к двигательной установке (к центральной мостовой конструкции). Этот блок отклоняющих двигателей является прототипом.

Недостатки этого решения те же, что и в аналоге, т.е. большие габариты и наличие индивидуальных внешних магистралей подачи топлива (сложные объемные конструкции системы подачи компонентов топлива, включая трубопроводы и электромагнитные клапаны).

Основная задача, решаемая предлагаемым изобретением, состоит в уменьшении габаритов и массы блока двигателей и дополнительно - в упрощении сборки блока.

В предлагаемом техническом решении блок ракетных двигателей включает в себя смесительную головку, камеры сгорания с соплами (не менее двух), клапаны подачи компонентов топлива с запорными органами в виде седла с тарелью и силовым, например электромагнитным, приводом, смесительные элементы (форсунки) с входными каналами. Согласно изобретению в смесительной 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 (отверстий) с соответствующей камерой сгорания через соответствующие клапаны подачи топлива и смесительные элементы (форсунки), причем запорные органы и система каналов выполнены непосредственно в смесительной головке.

Запорные органы клапанов подачи компонентов топлива могут быть выполнены в цилиндрических углублениях смесительной головки, а их входные каналы соединены с соответствующим коллектором подачи компонентов топлива, а 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.

Предлагаемый блок ракетных двигателей приведен на фиг. 1, 2 и 3. На фиг. 1 приведен общий вид блока. На фиг. 2 - клапанный узел, а на фиг. 3 показаны коллекторы подачи компонентов топлива и форсунки.

Блок ракетных двигателей состоит из смесительной головки 1 камер сгорания 2 с соплами, клапанов подачи топлива 3 со штоком 4 (фиг. 2), седлом 5, тарелью 6 и силовым приводом 7 (на фиг. 2 для примера приведен электромагнитный привод), форсуночных элементов (форсунок) 8 (фиг. 3) с каналами 9, имеющими выход в камеру сгорания 2. В смесительной головке в виде тупиковых углублений выполнены коллекторы 11 подачи компонентов топлива. Количество коллекторов соответствует количеству компонентов топлива. Коллекторы соединены с одной стороны с системой хранения топлива, например топливными баками (на рисунке не показаны), а с другой стороны соединены системой каналов (отверстий) 13, 15 с соответствующей камерой сгорания через соответствующие клапаны подачи топлива и форсунки. При этом система каналов выполнена в смесительной головке. Запорные органы клапанов подачи топлива расположены в цилиндрических углублениях 14 (фиг. 2) смесительной головки. При этом входной канал 13 соединен с соответствующим коллектором, а выходные каналы 15 соединены с входными каналами 16 (фиг. 3) форсунок соответствующей камеры сгорания. Седла запорных органов выполнены соосно цилиндрическим углублениям в их донной части 17, а тарели запорных органов установлены подвижно с одной стороны в цилиндрических углублениях смесительной головки, а с другой стороны, через шток, связаны с силовыми приводами 7 клапанов подачи топлива.

Камеры сгорания, силовые приводы клапанов подачи топлива и форсунки герметично соединены со смесительной головкой через разъемные 18 либо неразъемные 19 соединения. В смесительной головке могут быть выполнены дополнительные каналы 20, соединяющие коллекторы через герметичные разъемные либо неразъемные соединения и трубопроводы (не показаны) с другими потребителями топлива, например двигателями стабилизации (не показаны).

Блок ракетных двигателей работает следующим образом. По команде от системы управления на включение конкретного двигателя подается напряжение на электромагнитные приводы 7 клапанов подачи топлива 3, тарель 6 открывает седло 5 и сообщает каналы 13 и 15 между собой. Компоненты топлива из системы хранения поступают в коллекторы 11 и систему каналов 12, 13, 15, 16, 9 в смесительной головке 1, далее через смесительные элементы (форсунки) 8 поступают в соответствующую камеру сгорания 2, где происходит их перемешивание и преобразование в процессе горения в высокотемпературный газ. Продукты сгорания, истекая через сопло, создают тягу двигателя. Двигатель выключается снятием напряжения с контактов электромагнитных приводов 7 клапанов подачи топлива 3, тарель 6 перекрывает седло 5, при этом каналы 13 и 15 разъединяются, тем самым перекрывая доступ компонентов в камеру сгорания 2. Продолжительность работы двигателя и пауз между его включениями регулируется системой управления.

Основными преимуществами предлагаемого изобретения являются:

- объединение смесительных головок в одну, это качество снижает массу всего блока ~ на 20%, кроме того, это решение в значительной степени снижает трудоемкость изготовления блока двигателей в целом;

- размещение коллекторов соединительных каналов, запорных органов и форсунок двигателей в смесительной головке исключает систему трубопроводной арматуры двигателей, что позволяет снизит трудоемкость, и повысит технологичность, надежность и живучесть конструкции в целом;

- закрепление камер сгорания, силовых приводов клапанов подачи топлива и форсунок на смесительной головке через герметичные соединения также снижает трудоемкость и позволяет производить переборку двигателя и устранение неисправностей в процессе изготовления и наземной эксплуатации блока ракетных двигателей;

- возможность использования каналов в смесительной головке в качестве части топливной магистрали для внешних потребителей, например двигателей стабилизации и ориентации.

1. Блок ракетных двигателей, включающий 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, отличающийся тем, что в смесительной головке в виде тупиковых углублений выполнены коллекторы подачи компонентов топлива, при этом каждый из коллекторов подачи компонентов топлива соединен с одной стороны с системой хранения топлива, а с другой стороны системой каналов с соответствующей камерой сгорания через соответствующие клапаны подачи топлива и смесительные элементы, причем запорные органы и система каналов выполнены непосредственно в смесительной головке.

2. Блок ракетных двигателей по п. 1, отличающийся тем, что 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.

3. Блок ракетных двигателей по п. 1 или 2, отличающийся тем, что камеры сгорания, силовые приводы клапанов подачи топлива и форсуночные элементы герметично соединены со смесительной головкой через разъемные либо неразъемные соединения.

4. Блок ракетных двигателей по п. 1 или 2, отличающийся тем, что в смесительной головке выполнены дополнительные каналы, соединяющие коллекторы подачи компонентов топлива через герметичные разъемные либо неразъемные соединения и трубопроводы с другими потребителями топлива, например двигателями системы стабилизации.



 

Похожие патенты:

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

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 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 ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению на камере сгорания установлены друг над другом два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода. Число узлов пересекающихся прямоугольных каналов водорода и кислорода равно 3, 4, 5 и более и распределенных равномерно по окружности. Высота и ширина прямоугольных каналов соотносятся как 1:2. Соотношение скоростей струй водорода и кислорода составляет 2,5:1. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

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.

Наверх