Ракетный двигатель малой тяги (рдмт) с многокаскадной камерой сгорания на газообразных водороде и кислороде



Ракетный двигатель малой тяги (рдмт) с многокаскадной камерой сгорания на газообразных водороде и кислороде
Ракетный двигатель малой тяги (рдмт) с многокаскадной камерой сгорания на газообразных водороде и кислороде

 


Владельцы патента RU 2615883:

федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) (RU)

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, работающих на газообразных водороде и кислороде в космическом пространстве в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.

Известен ракетный двигатель малой тяги (диссертация на соискание кандидата технических наук «Рабочие процессы в ракетном двигателе малой тяги на газообразных компонентах топлива кислород и метан» Чудиной Юлии Сергеевны, Московский авиационный институт. Москва, 2014, http://www.mai.ru/events/defence/index.php?ELEMENT_ID=49826, стр. 51), в котором форкамера (иначе - предкамера) для воспламенения компонентов топлива образована уменьшенным проходным сечением центрального отверстия. Подвод компонентов топлива в область свечи зажигания отсутствует, воспламенение топлива происходит при попадании компонентов из камеры сгорания в разрядную полость свечи.

Недостатком является то, что в таком двигателе добиться высокой стабильности процесса воспламенения и высокой полноты сгорания топлива невозможно, учитывая малые объемы камеры сгорания (малые времена пребывания топлива в камере сгорания), так как компоненты топлива в газообразном состоянии за счет диффузии перемешиваются сравнительно медленно. Увеличение объема камеры сгорания нерационально из-за ухудшения динамических параметров двигателя, проблем обеспечения теплового состояния камеры и увеличения весовых параметров РДМТ.

Известен двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции (Эппель М.А., Шеман Л., Беркман Д.К. «Двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции». 1987). В этой работе проведено исследование воспламенения и охлаждения двигателей малой тяги. Подача водорода и кислорода организована с помощью шести струй, направленных радиально к оси двигателя.

Недостатком этого технического решения является неоптимальная по составу смесь водорода и кислорода, которую нужно воспламенять при работе двигателя, особенно в импульсном режиме, из-за неизбежного опережения подачи одного из компонентов и неэффективного перемешивания водорода и кислорода при горении.

Целью изобретения является создание надежного и стабильного воспламенения, процесса смешения и горения газообразных водорода и кислорода с предельной полнотой сгорания топлива в ракетных двигателях малой тяги и обеспечение допустимой температуры стенок камеры сгорания и сопла.

Цель достигается за счет того, что ракетный двигатель малой тяги с многокаскадной камерой сгорания на газообразных водороде и кислороде, состоящий из агрегата зажигания со встроенной свечой зажигания поверхностного разряда и разрядной полостью, камеры сгорания с каналами подачи водорода и кислорода и соплом, при этом камера сгорания состоит из нескольких ступеней, причем каждые две ступени формируют каскад, а все каналы подачи газообразных компонентов топлива выполнены тангенциально к образующим каждой ступени камеры сгорания с возможностью обеспечения чередования подачи водорода и кислорода, при этом между разрядной полостью и второй ступенью, параллельно оси камеры сгорания, установлены соединительные каналы с возможностью подачи через них предварительно смешанных кислорода и водорода.

Кроме того, камера сгорания образована двумя каскадами, первый каскад установлен с возможностью образования центральной области распределения компонентов топлива и формирования соотношения компонентов, близкого к стехиометрическому, и состоит из первой и второй ступеней, второй каскад установлен с возможностью образования периферийной и пристенной областей распределения соотношения компонентов и состоит из третьей и четвертой ступеней.

Кроме того, камера сгорания и сопло выполнены из жаростойкого и жаропрочного материала на основе графита.

Кроме того, для увеличения (уменьшения) тяги двигателя каскады устанавливают с возможностью изменения их количества в камере сгорания.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежом, где схематично представлен двигатель 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.

Работа двигателя осуществляется следующим образом.

Для подготовки необходимой по составу смеси водорода и кислорода к воспламенению топлива и для обеспечения допустимой температуры свечи зажигания 1 в две первые ступени 6 и 5 камеры сгорания, расположенные последовательно и диаметры которых соотносятся как 4:10, по касательной к стенке обеих ступеней камеры сгорания подают водород и кислород. Диаметр каждой последующей ступени больше предыдущей на 6 (±1…2) мм. Таким образом, в первой 6 и во второй 5 ступенях камеры сгорания образуются закрученные потоки, которые в совокупности с диаметрами каналов 7 и 8, подводящих водород и кислород, обеспечивают подачу водорода и кислорода в разрядную полость 2 через два канала 4, оси которых параллельны оси двигателя, под влиянием перепада давлений между осевой и периферийной областями закрученного потока, где воспламеняются от искры свечи зажигания 1.

С целью обеспечить предельно максимальную полноту сгорания топлива каскады (по две ступени горючего и окислителя камеры сгорания) формируют смещения и горение топлива в среде высокотурбулентного закрученного течения газообразного рабочего тела.

Подача водорода в третью ступень 9 камеры и кислорода в четвертую ступень камеры 11 (второй каскад смесеобразования) обеспечивает оптимальное значение коэффициента избытка окислителя.

С целью предельного увеличения полноты сгорания топлива камера сгорания и сопло выполнены из жаростойкого и жаропрочного материала на основе графита.

1. Ракетный двигатель малой тяги с многокаскадной камерой сгорания на газообразных водороде и кислороде, состоящий из агрегата зажигания со встроенной свечой зажигания поверхностного разряда и разрядной полостью, камеры сгорания с каналами подачи водорода и кислорода и соплом, отличающийся тем, что камера сгорания состоит из нескольких ступеней, причем каждые две ступени формируют каскад, а все каналы подачи газообразных компонентов топлива выполнены тангенциально к образующим каждой ступени камеры сгорания с возможностью обеспечения чередования подачи водорода и кислорода, при этом между разрядной полостью и второй ступенью, параллельно оси камеры сгорания, установлены соединительные каналы с возможностью подачи через них предварительно смешанных кислорода и водорода.

2. Ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что камера сгорания образована двумя каскадами, первый каскад установлен с возможностью образования центральной области распределения компонентов топлива и формирования соотношения компонентов, близкого к стехиометрическому, и состоит из первой и второй ступеней, второй каскад установлен с возможностью образования периферийной и пристенной областей распределения соотношения компонентов и состоит из третьей и четвертой ступеней.

3. Ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что камера сгорания и сопло выполнены из жаростойкого и жаропрочного материала на основе графита.

4. Ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что для увеличения (уменьшения) тяги двигателя каскады устанавливают с возможностью изменения их количества в камере сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя особо 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.

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 области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгазогенераторных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенных компонентах топлива.

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 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.

Изобретение предназначено для организации смесеобразования и горения самовоспламеняющегося топлива в жидкостных ракетных двигателях малой тяги (ЖРДМТ), работающих в вакууме.

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.

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 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.
Наверх