Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из композиционных материалов

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 области машиностроения, в частности к камерам сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

В камерах сгорания по принципу действия ракетных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей создается высокотемпературная газовая среда - газовый поток с повышенным давлением в их объеме и далее по тракту истечения, которое воспринимается их корпусами или наружными оболочками. Требования прочности, тепло- и эрозионной стойкости предъявляются, соответственно, и к их материалам, а при многослойных конструкциях предъявляются требования к их температурной и механической совместимости.

Известен углерод-углеродный композиционный материал по пат. RU №2520281 С2, МПК F02K 9/62 (2006.01) с защитным покрытием из карбида кремния с герметизирующим слоем из металла: никель, молибден, ниобий. Повышается долговечность и надежность, может быть использован при изготовлении жидкостных ракетных двигателей.

Известна камера сгорания по заявке RU №99115664 А, МПК7 F02K 9/62, содержащая корпус со стальной наружной и бронзовой внутренней оболочками с системой перепуска хладагента для охлаждения корпуса и сопла. Изобретение касается оформления системы перепуска хладагента в жидкостных ракетных двигателях.

Известна камера сгорания силовой установки крылатой ракеты по пат. RU №2554690 С1, МПК F02K 9/34 (2006.01), выполненная в виде многослойного изделия, содержащего обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с горячими газами с температурой до 2000°С. Толщина теплозащитного слоя подобрана таким образом, что не требуется дополнительного наружного воздушного охлаждения обечайки.

Предложение направлено на решение вопросов температурной и механической совместимости теплозащитного слоя с материалом обечайки.

Известен корпус камеры сгорания летательного аппарата по пат. RU №24300306 С1, МПК F02K 9/34 (2006.01), выполненный как многослойное изделие с металлической обечайкой, воспринимающей механическую нагрузку от внутреннего давления. Обечайка имеет слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который нанесен слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионностойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива горячими газами с температурой порядка 1600°С.

Толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного воздушного охлаждения.

Примененные материалы слоев подобраны с учетом механической и температурной совместимости, а предложение направлено на улучшение характеристик двигателя.

Известна камера сгорания (варианты) по заявке RU №97112747 А, МПК6 F02K 9/62, содержащая смесительную головку с устройством подавления колебаний.

Сущность изобретения касается выполнения устройства подавления колебаний в виде усеченного конуса с равномерно расположенными радиальными пластинами и определения соответствующих зазоров от внутренней стенки и расстояний расположения сопел форсунок.

То же касается и камеры сгорания по пат. RU №2551707 С2, МПК F23R 3/16 (2006.01), состоящей из двух оболочек, внутренняя из которых предназначена для работы при более высокой температуре, чем внешняя. Обечайки соединены гибкими пластинами для их связи и компенсации температурных деформаций.

Известна камера сгорания по пат. RU №2258150 С1, МПК7 F02K 7/10, конструктивно относящаяся к типу призматических и состоящая из комплекта наружных и внутренних стенок, оформляющих наружный облик камеры и внутренний газовый канал, в которой наружная стенка защищена слоем из газонепроницаемого термоструктурируемого композиционного материала, а отстоящая от нее к центру камеры перегородка, названная в патенте «наружным слоем», наоборот, выполнена из проницаемого для топлива термоструктурированного композиционного материала, топливо подается в зазор между этими термоструктурируемыми слоями и частично отбирается в камеру сгорания. Им же производится и охлаждение стенки камеры сгорания.

При анализе данных источников информации можно выделить два способа тепловой защиты стенок камер сгорания и соответствующего им конструктивного оформления:

1. Посредством отвода тепла от стенок камер сгорания при омывании их протекающим хладагентом, которым является топливо (заявка RU №99115664 и пат. RU №2258150), с эрозионной защитой со стороны газового потока другими элементами конструкции;

2. Посредством ограничения передачи тепла от газового потока к наружным стенкам за счет теплозащитных свойств материалов покрытий, в том числе многослойных, самой силовой оболочки (пат. RU №№2554690, 2430306). При этом последний слой покрытия является наиболее подверженным тепловому и одновременно эрозионному воздействию и является защищающим от него.

В качестве прототипа для корпусов камер сгорания, конструктивное оформление которых больше соответствует приближенным к телам вращения, может быть взят корпус камеры сгорания по пат. RU №2430306, в котором тепловая и эрозионная защита обеспечивается соответствующими слоями покрытий.

Для прямоточных воздушно-реактивных двигателей более характерными являются призматические и многоканальные камеры сгорания. Поэтому в качестве прототипа взята и камера по пат.RU №2258150, состоящая из комплекта стенок, оформляющих составные части камеры.

В ней верхние стенки, контактирующие с потоком горячих газов, охлаждаются поступающим в форсунки топливом с частичным проникновением его через материал стенки (5-15%). Однако боковые стенки и нижние по данной схеме являются неохлаждаемыми.

Предпочтение имело бы однотипное техническое решение теплозащиты и эрозионной стойкости, включая и камеры сгорания с оболочками, приближенными к телам вращения.

Задачей данного предлагаемого изобретения является создание камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя с повышенной (усовершенствованной) теплозащитой наружной оболочки, эрозионной стойкостью и разгрузкой от давления газа внутренней.

Основными отличительными признаками конструкции камеры сгорания являются:

- заполнение пространства между наружной и внутренней оболочками или наружными и внутренними стенками пористой теплоизоляцией с закреплением высокотемпературным клеем на одной из оболочек или соответствующих им стенках или без него;

- выполнение наружной оболочки или комплекта соответствующих ей стенок из углерод-углеродного композиционного материала с антиокислительным и герметизирующим покрытием с внутренней стороны;

- выполнение внутренней оболочки из эрозионностойкого материала с регулируемой газопроницаемостью, например, перфорацией.

Предлагаемая камера сгорания поясняется фиг. 1, на которой представлен фрагмент разреза камеры.

Камера состоит из наружной 1 и внутренней 2 оболочек при выполнении камер в виде тел вращения или соответствующих им комплектов наружных и внутренних стенок при другом конструктивном оформлении камер. Пространство между оболочками заполнено пористой теплоизоляцией 3 с закреплением высокотемпературным клеем на одной из них, или на 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, или комплект соответствующих ей стенок, выполнена из эрозионностойкого материала с регулируемой газопроницаемостью, например, с перфорацией 4.

Принцип работы камеры заключается в следующем.

При прохождении высокотемпературного газа по каналу, образованному внутренней 2 оболочкой, она подвергается эрозионному, тепловому и механическому воздействию от давления газа.

От проникающего тепла газового потока наружная оболочка 1 защищена пористой теплоизоляцией 3. Эрозионная стойкость внутренней оболочки 2 обеспечивается соответствующими свойствами ее материала, а разгрузка от внутреннего давления газа - выполнением материала оболочки с регулируемой газопроницаемостью, например, перфорацией. При этом давление газа, заполнившего поры изоляции, воспринимается силовой наружной оболочкой, защищенной с внутренней стороны антиокислительным покрытием от окислительного действия, проникшего через поры газа.

Таким образом, производится разгрузка внутренней оболочки от давления газа, а проникший в пористую теплоизоляцию газ создает спокойную среду с существенным замедлением массообменных процессов с основным газовым потоком и соответствующим замедлением подвода окисляющих компонентов к наружной силовой оболочке.

По данному предлагаемому изобретению проведены расчеты теплового состояния фрагмента камеры сгорания и испытания макетного образца с подтверждением возможности реализации предложения.

Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из композиционных материалов, состоящая из наружной силовой и внутренней, 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, отличающаяся тем, что в ней 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.



 

Похожие патенты:

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 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 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 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 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 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 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 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 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 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 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 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.

Наверх