Водородно-кислородный ракетный двигатель малой тяги

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), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Особенно эффективны такие двигатели в составе двигательных установок космических аппаратов на основе электролиза воды и РДМТ на газообразных водороде и кислороде - продуктах электролиза воды.

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. Непосредственный подвод компонентов топлива в область свечи зажигания отсутствует, воспламенение топлива происходит при попадании компонентов из камеры сгорания в разрядную полость свечи.

Недостатком является и то, что в таком двигателе добиться высокой стабильности процесса воспламенения и высокой полноты сгорания топлива невозможно, учитывая предложенную организацию процесса воспламенения и 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., Шёман Л., Беркман Д.К. «Двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции». 1987, аннотация реферата. «Представлены результаты работ по созданию высокоэффективного двигателя малой тяги на газообразных водороде и кислороде. Проведено исследование воспламенения и охлаждения. Камера сгорания - рениевая. Способ подачи водорода и кислорода происходит с помощью шести осевых струй, направленных радиально к центральному электроду»).

Недостатком этого технического решения является неоптимальная по составу смесь водорода и кислорода, которую нужно воспламенять при работе двигателя, особенно в импульсном режиме и неэффективное перемешивание водорода и кислорода при горении.

Технической задачей настоящего изобретения является увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода путем приготовления смеси водорода и кислорода, способной сгорать наиболее полным образом.

Данная задача решается за счет того, что ракетный двигатель, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания, отличающийся тем, что перед камерой сгорания установлены двухкомпонентные центробежные форсунки с возможностью получения смеси водорода и кислорода и подачи этой смеси в камеру сгорания, при этом форсунки расположены равномерно по окружности в плоскости головки и оси которых направлены под углом к оси двигателя, число форсунок - четное.

Кроме того, форсунки установлены с возможностью закрутки водорода и кислорода в противоположных направлениях.

Кроме того, в рядом расположенных форсунках, в окружном направлении каналы водорода и кислорода чередуются.

Кроме того, поверхность, контактирующая с продуктами сгорания, покрыта жаропрочным и жаростойким материалом на основе графита.

Кроме того, оси двухкомпонентных центробежных газовых форсунок могут быть расположены под углом к оси двигателя 35-45°, при этом величина этого угла ограничена габаритами головки двигателя.

Установка перед камерой сгорания двухкомпонентных центробежных форсунок позволяет подавать в камеру сгорания подготовленную смесь водорода и кислорода, что приводит к увеличению полноты сгорания смеси и увеличению эффективности работы двигателя.

Равномерное расположение четного числа форсунок по окружности в плоскости головки позволяет наиболее равномерно осуществлять закрутку компонентов топливной смеси.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлен двигатель малой тяги. На чертеже изображены:

свеча зажигания поверхностного разряда 1, разрядная полость 2 свечи зажигания, диафрагма 3, каналы 4, камера 5, в которую поступает водород, камера 6, в которую поступает закрученный кислород, каналы подачи 7 компонента в центробежную форсунку водорода 8, каналы подачи 9 компонента в центробежную форсунку кислорода 10, форсунки 8 и 10 образуют двухкомпонентную центробежную газовую форсунку (таких форсунок шесть), каналы подачи горючего 11 для внутреннего охлаждения камеры сгорания и сопла, камера сгорания 12 с головкой камеры сгорания, докритическая часть сопла 13.

Работа двигателя осуществляется следующим образом.

После включения электроклапанов водорода и кислорода (на чертеже не показаны) водород и кислород по каналам 4 и диафрагме 3 поступают в разрядную полость 2 свечи зажигания поверхностного разряда 1. В разрядной полости 2 водород и кислород воспламеняются и в виде факела продуктов сгорания поступают в камеру 5, в которую поступает закрученный водород, далее смесь продуктов сгорания и водорода поступает в камеру 6, в которую поступает закрученный кислород и в которой завершается процесс формирования факела топливной смеси водорода и кислорода. Затем в камере сгорания 12 воспламеняется и сгорает основная топливная смесь.

Одновременно с описанными выше процессами происходит подача водорода через каналы подачи водорода 7 в центробежную форсунку водорода 8, одновременно из каналов подачи кислорода 9 и центробежную форсунку кислорода 10 происходит подача основной части компонентов топлива в камеру сгорания. Далее основное топливо воспламеняется, сгорает и продукты сгорания движутся в докритической части сопла 13, сверхкритической части сопла и истекают из сопла, создавая тягу двигателя.

Для предотвращения прогара стенки камеры сгорания и сопла применяется внутреннее охлаждение с помощью каналов подачи горючего 11.

1. Водородно-кислородный ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания, отличающийся тем, что перед камерой сгорания установлены двухкомпонентные центробежные форсунки с возможностью получения смеси водорода и кислорода и подачи этой смеси в камеру сгорания, при этом форсунки расположены равномерно по окружности в плоскости головки и оси которых направлены под углом к оси двигателя, число форсунок - четное.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что форсунки установлены с возможностью закрутки водорода и кислорода в противоположных направлениях.

3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в рядом расположенных форсунках в окружном направлении каналы водорода и кислорода чередуются.

4. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что поверхность, контактирующая с продуктами сгорания, покрыта жаропрочным и жаростойким материалом на основе графита.

5. Ракетный двигатель п. 1, отличающийся тем, что оси двухкомпонентных центробежных газовых форсунок могут быть расположены под углом к оси двигателя 35-45°, при этом величина этого угла ограничена габаритами головки двигателя.



 

Похожие патенты:

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 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 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 двигателестроению и может быть использовано в конструкции жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ). ЖРДМТ, содержащий камеру 1, смесительную головку с внутренним днищем 2, осевую центробежную форсунку 3, периферийный пояс струйных форсунок 4, 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, 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, которые смещены относительно отверстий форсунки на полшага (α/2). При таком исполнении струи форсунок 4 не испытывают возмущений при работе двигателя. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик двигателя, а также осуществляется надежное охлаждение камеры сгорания и смесительной головки. 5 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 ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4). Для охлаждения ракетного топлива, содержащегося во втором баке (4), первая система питания (6) включает в себя ответвление (12), проходящее через первый теплообменник (14), встроенный во второй бак (4). Изобретение также относится к способу подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2). Изобретение обеспечивает поддержание давления внутри баков выше минимального предела. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 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.
Наверх