Камера сгорания безгенераторного жрд

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 по безгенераторной схеме.

В настоящее время получили распространение ЖРД, работающие по безгенераторной схеме. Преимуществом этих двигателей по сравнению с традиционными двигателями с генератором является простота конструкции и надежность запуска двигателя в космосе.

Известна кольцевая камера ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, изложенная в патенте на изобретение №2151318 от 14.10.1992 г.

По этому патенту кольцевая камера сгорания, расположенная внутри сопла, образует кольцевое критическое сечение малой величины, выдержать которое в исходном состоянии постоянным по кольцу не представляется возможным. При этом неравномерность площади критического сечения по кольцу создает существенную неравномерность тяги по оси двигателя.

Кроме того, при работе двигателя за счет термических нагрузок величина критического сечения будет значительно меняться в процессе работы двигателя, и учесть эти изменения не представляется возможным.

Известна камера сгорания РД0146, работающего по безгенераторной схеме, описанная в статье Дукиной Н.А., Лобова С.Д., Орлова В.А., Рачука B.C., Рубинского В.Р. «Создание камеры кислородно-водородного двигателя РД0146, выполненного по безгенераторной схеме» и доложенной на конференции по созданию ЖРД в г. Льеже (Бельгия) в 2003 г., принятая за прототип.

В представленной конструкции смесительная головка с магистралью подвода, камера сгорания и сверхзвуковое сопло расположены по продольной оси двигателя.

Для обеспечения эффективной работы двигателя по безгенераторной схеме для набора тепла требуется существенное увеличение длины дозвуковой части камеры сгорания (~ 600÷800 мм в зависимости от параметров двигателя). Это приводит к увеличению линейного размера двигателя и, как правило, к увеличению размеров ракеты. Кроме того, с увеличением длины дозвуковой части камеры сгорания увеличивается и гидравлическое сопротивление тракта охлаждения.

Эти недостатки устраняются настоящим изобретением, которое решает техническую задачу набора тепла для повышения энергетических характеристик двигателя, снижение в охлаждающем тракте его гидравлического сопротивления за счет развитой поверхности в выпуклом корпусе, уменьшение продольного размера двигателя и устраняет указанные недостатки прототипов.

Поставленная задача решается тем, что камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, отличающаяся тем, что 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.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2 и 3.

Камера сгорания ЖРД (фиг. 1) включает в себя:

- кольцевую камеру сгорания 1 с подводом горючего из магистрали 2 и окислителя из магистрали 3, магистраль подвода горючего на охлаждение камеры сгорания 4, тракт охлаждения камеры сгорания 5;

- поворотное устройство 6 с наружным выпуклым корпусом 7, и трактом охлаждения 8; внутренний изогнутый корпус 9 с трактом охлаждения 10;

- блок камеры 11 со сверхзвуковым соплом 12 и трактом охлаждения 13;

- магистраль 14 на выходе из сверхзвукового сопла 12;

- магистраль 15, соединяющую тракт охлаждения 5 кольцевой камеры сгорания с магистралью на выходе из сопла 14.

На фиг. 2 показаны фрагменты сварных соединений кольцевой камеры сгорания 1 с наружным выпуклым корпусом 7 поворотного устройства 6.

На фиг. 3 показаны фрагменты сварных соединений кольцевой камеры сгорания 1 с внутренним изогнутым корпусом 9 поворотного устройства 6.

Камера сгорания работает следующим образом.

По соответствующим командам подается горючее из магистрали 2 в головку и на охлаждение камеры из магистрали 4, из магистрали 3 окислитель поступает в головку. В кольцевой камере сгорания 1 происходит поджиг компонентов топлива и продукты сгорания из газовой полости кольцевой камеры через поворотное устройство 6 поступают в блок камеры сгорания 11 и через критическое сечение попадают в сверхзвуковое сопло 12 для расширения и создания тяги двигателя.

Горючее из магистрали 4, пройдя по тракту охлаждения 5 кольцевой камеры сгорания 1, разделяется на два потока. Основная часть горючего поступает через тракт охлаждения 10 изогнутого днища 9 в охлаждающий тракт 13 блока камеры 11 и через тракт охлаждения сверхзвукового сопла 12 попадает в выходную магистраль 14.

Другая часть горючего через тракт охлаждения 8 в выпуклом корпусе 7 поворотного устройства 6 и магистраль 15 попадает в выходную магистраль 14.

В результате охлаждения развитой поверхности камеры сгорания 4 после смешения потоков горючего в выходной магистрали 14 реализуется поток с повышенным теплосодержанием, который в дальнейшем поступает на турбину. Наличие развитой поверхности охлаждения в выпуклом корпусе снижает гидравлическое сопротивление.

Предложенное техническое решение уменьшает линейный размер двигателя, обеспечивает получение дополнительного набора тепла для повышения энергетических характеристик двигателя и снижает в охлаждающем тракте двигателя гидравлическое сопротивление.

Камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры 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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство.

Изобретение относится к энергетике. Последовательное сжигающее устройство (104), содержащее первую горелку (112), первую камеру (101) сгорания, смеситель для примешивания разбавляющего газа к горячим газам, выходящим из первой камеры (101) сгорания при работе, вторую горелку (113) и вторую камеру (102) сгорания, расположенную последовательно в соединении по потоку текучей среды.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором.

Жаровая труба камеры сгорания содержит кольцевую внутреннюю жаровую трубу, кольцевую наружную жаровую трубу, по меньшей мере, один резонатор, горловину и уплотнительное кольцо.

Изобретение относится к энергетике. Корпус камеры сгорания газовой турбины, содержащий жаровую трубу и обсадную трубу, которая охватывает жаровую трубу и которая в своей стенке имеет множество сквозных отверстий, через которые натекающий снаружи на обсадную трубу воздух может проникать радиально в образованное между обсадной трубой и жаровой трубой промежуточное пространство.

Изобретение относится к способам и устройствам, которые вызывают движение текучей среды. Устройство, выполненное с возможностью приводить в движение газ, содержащее: по меньшей мере, первый слой и второй слой, скомпонованные в стопку, и средство для нагрева и/или охлаждения первого и второго слоев для образования горячего слоя и холодного слоя, в котором холодный слой имеет более низкую температуру, чем горячий слой; и по меньшей мере, одно сквозное отверстие в стопке, в котором: поверхность каждого горячего слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и поверхность каждого холодного слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и в котором: общая длина сквозного отверстия составляет до 10-ти средних длин свободного пробега газа, в которое погружено устройство, и/или не больше, чем 1500 нм.

Изобретение относится к области энергетического, транспортного, химического машиностроения и может быть использовано в газотурбинных установках (ГТУ). .

Изобретение относится к способам и устройствам для воспламенения топлива и может быть использовано для зажигания скоростных потоков горючих смесей в различных технологических устройствах и энергетических установках, в частности в импульсно-детонационных двигателях летательных аппаратов.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную стальную оболочку и внутреннюю оболочку из медного сплава с размещенными в ней каналами охлаждающего тракта с турбулизирующими выступающими элементами на поверхностях каждого из каналов, минимально удаленных от продольной оси оболочки, согласно изобретению каналы охлаждающего тракта, размещенные в толщине внутренней оболочки, сформированной по аддитивной технологии методом селективного лазерного сплавления, выполнены закрытыми, и дополнительно на поверхностях каждого из каналов, максимально удаленных от продольной оси оболочки, также выполнены турбулизирующие выступающие элементы в форме треугольника, большая из сторон которого обращена к входу канала, а меньшая - к выходу канала.

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 области реактивных двигательных установок, а более конкретно к реактивной двигательной установке (1), в которой первый топливный контур (6) для подачи первого компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый регенеративный теплообменник (10) и турбину (8a) первого турбонасоса (8), а второй топливный контур (7) для подачи второго компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй регенеративный теплообменник (11) и турбину (9a) второго турбонасоса (9).

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, преимущественно кислороде и водороде.

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и предназначено для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего в отдельном корпусе, камеру дожигания и сопло.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты питания и регулирования.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения при создании жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, преимущественно кислороде и водороде.

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.

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.

Наверх