Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации в жидкостном ракетном двигателе малой тяги высокой степени перемешивания самовоспламеняющихся компонентов топлива. Камера состоит из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, двухкомпонентного смесительного элемента, выполненного в виде двух соосных капиллярных трубок, камеры сгорания с поперечной перегородкой, расположенной напротив выхода смесительного элемента и имеющей на периферии каналы для прохода парогаза. Согласно изобретению перегородка выполнена в виде турбулизатора с центральным стержнем с плоской торцевой поверхностью, обращенной к выходу смесительного элемента, и минимум двух рядов лопаток с противоположным направлением закрутки. Дополнительно выходные кромки лопаток первого ряда могут быть совмещены с входными кромками лопаток второго ряда, а лопатки последнего от смесительного элемента ряда на выходе могут иметь угол, близкий по направлению к образующим камеры сгорания. Изобретение обеспечивает интенсификацию процесса смесеобразования и получения высоких энергетических и динамических характеристик жидкостного ракетного двигателя малой тяги. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации в ЖРД МТ высокой степени перемешивания самовоспламеняющихся компонентов топлива.

Известна горелка для сжигания жидкого топлива (см. а.с. СССР №1768870). Для повышения эффективности сжигания топлива горелка снабжена двумя завихрителями, один из которых закреплен внутри воздуховода (завихритель представляет собой направляющие лопатки, закрепленные под углом к продольной оси воздуховода в зоне расположения подводящего топливо насадка), другой завихритель установлен в конце горелки внутри стабилизатора-отражателя, часть внутренней поверхности которого выполнена в виде части логарифмической спирали. Наружная поверхность этого завихрителя выполнена также в виде части логарифмической спирали, идентичной внутренней поверхности стабилизатора-отражателя. Внутренняя поверхность второго завихрителя снабжена лопатками, закрепленными под углом к продольной оси завихрителя. Предусмотрено выполнение второго завихрителя стабилизатора-отражателя в виде проточек на его внутренней поверхности, расположенных с наклоном к его продольной оси.

Внутренняя поверхность торцевой части камеры сжигания выполнена в виде логарифмической спирали. Стабилизатор-отражатель устанавливается в камере сгорания посредством кронштейнов, выполненных в виде направляющих лопаток, установленных с наклоном к продольной оси горелки. Наличие двух завихрителей улучшает процесс испарения и качество смеси и приводит к повышению эффективности сжигания топлива.

Данная конструкция может быть использована только в двигателях, где хотя бы один компонент газообразный.

Кроме того, завихрители, примененные в изобретении, не могут быть использованы в жидкостных ракетных двигателях малой тяги из-за малых расходов компонентов топлива.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату к заявляемой камере является камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги (см. патент РФ №2288370). Изобретение относится к ЖРД МТ управления космическими летательными аппаратами и предназначено для организации процесса смесеобразования и сжигания жидких самовоспламеняющихся компонентов топлива в двигателях особо малых тяг. Камера состоит из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, соосного двухкомпонентного элемента, установленного в нем и сообщенного с указанными каналами и камерой сгорания.

Двухкомпонентный смесительный элемент выполнен в виде двух соосно установленных друг в друга капиллярных трубок, причем торцевая часть наружной трубки может выступать в камеру сгорания в осевом направлении по отношению к внутренней, а выходной участок наружной трубки может быть выполнен сужающимся. Напротив выхода из капиллярных трубок установлена в камере сгорания поперечная перфорированная перегородка с каналами для прохода парогаза.

Основными недостатками данной конструкции являются:

- технологическая сложность обеспечения соосности форсунок из-за малой жесткости внутренней форсунки, приводящей к изгибу ее при изготовлении и сборке форсуночного элемента. Несоосность форсунок приводит к переменному по окружности кольцевому зазору между форсунками, а это, в свою очередь, ведет к неравномерной толщине наружной пелены, в результате чего при столкновении пелен окислителя и горючего реализуется переменное соотношение компонентов топлива по периметру камеры сгорания, что приводит к снижению экономичности двигателя и ухудшению его теплового состояния;

- столкновение пелен окислителя и горючего, истекающих из капиллярных трубок, происходит под небольшим углом (особенно в случае, когда выходной участок наружной трубки выполнен без сужения); при столкновении пелен по линии касания приводит к началу химической реакции между окислителем и горючим с образованием жидкофазных промежуточных продуктов и выделением из них газофазных промежуточных продуктов; газофазные промежуточные продукты расталкивают реагирующие пелены (явление сепарации), и на этом, едва начавшись, заканчиваются реакции в жидкой фазе. Результат - неполное перемешивание окислителя и горючего в жидкой фазе и необходимость увеличения геометрических размеров (длины) камеры сгорания для повышения экономичности двигателя.

Задачей изобретения является интенсификация процесса смесеобразования и получение высоких энергетических и динамических характеристик ЖРД МТ.

Эта задача решается с помощью камеры жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящей из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, двухкомпонентного смесительного элемента, выполненного в виде двух соосных капиллярных трубок, камеры сгорания с поперечной перегородкой, расположенной напротив выхода смесительного элемента и имеющей на периферии каналы для прохода газа. Согласно изобретению перегородка выполнена в виде турбулизатора с центральным стержнем с плоской торцевой поверхностью, обращенной к выходу смесительного элемента, и минимум двух рядов лопаток с противоположным направлением закрутки.

Выходные кромки лопаток первого ряда могут быть совмещены с входными кромками лопаток второго ряда.

Лопатки последнего от смесительного элемента ряда на выходе имеют угол, близкий по направлению к образующим камеры сгорания.

Предлагаемое решение поясняется чертежами. На фиг. 1 приведен продольный разрез камеры, на фиг. 2 - разрез камеры (кроме турбулизатора), где показано расположение лопаток в первом и втором рядах турбулизатора, на фиг. 3 - разрез камеры (кроме турбулизатора), где показан третий ряд турбулизатора и расположение направляющих лопаток на нем. Выходная кромка лопаток предыдущего ряда и входная кромка последующего ряда могут быть расположены как без смешения друг относительно друга (фиг. 2), так и со смещением (фиг. 3).

Камера ЖРД МТ состоит из смесительной головки 1 с установленным в нее смесительным элементом, состоящим из соосно установленных друг в друга капиллярных трубок 2 и 3, представляющих собой струйные форсунки окислителя и горючего соответственно.

К корпусу смесительной головки прикреплена сваркой либо пайкой камера сгорания 4. Между камерой сгорания 4 и форсуночной головкой 1 устанавливается турбулизатор 5, состоящий из цилиндрических стержней 6 и направляющих лопаток 7, 8, 9. На наружных поверхностях цилиндрических стержней 6 выполнены пазы, расположенные с наклоном к продольной оси; в пазы устанавливаются и закрепляются лопатки, имеющие форму плоской пластины. Турбулизатор может состоять из двух или трех рядов (рис. 1, 2, 3), прижатых плотно друг к другу и скрепленных завальцовкой в корпусе 10; завальцовка исключает перемещение рядов как в осевом направлении, так и проворачивание относительно друг друга, что обеспечивает стабильность характеристик двигателя. В третьем ряду выходная часть направляющих лопаток выполнена криволинейной с углом на выходе, близким к углу образующих камеры сгорания, что обеспечивает направление истекающих продуктов практически без закрутки, чем уменьшаются потери в сопле.

Камера ЖРД МТ работает следующим образом. Окислитель и горючее, истекая из струйных соосно установленных капиллярных форсунок 2 и 3 соответственно, вступают в химическую реакцию друг с другом, однако, учитывая то обстоятельство, что столкновение пелен происходит под небольшим углом (практически пелена окислителя, чуть коснувшись пелены горючего, начинает отталкиваться от нее вследствие явления сепарации), происходит неполное жидкофазное смешение компонентов топлива. В следующий момент продукты неполного жидкофазного смешения ударяются о преграду, роль которой исполняет торец цилиндрического стержня 6 первого ряда турбулизатора. При столкновении с преградой происходит дополнительное перемешивание продуктов неполного жидкофазного смешения окислителя и горючего образовавшихся при выходе из смесительной головки 1 и неучаствовавших в химической реакции свободных окислителя и горючего. Это приводит к повышению коэффициента полноты преобразования топлива, который существенно зависит от зазора δ (см. фиг. 1) между стержнем 6 и торцом форсунки окислителя 2. Образовавшиеся в результате столкновения с преградой продукты продолжают движение по направляющим лопаткам 7 в камере сгорания через первый, а затем - через второй ряд турбулизатора; при переходе во второй ряд турбулизатора происходит соударение с лопатками 8 второго ряда, что приводит к дополнительному перемешиванию образовавшихся ранее продуктов и дополнительному повышению полноты преобразования топлива.

Применение дополнительного, третьего ряда турбулизатора с установкой направляющих лопаток 9 так, как показано на фиг. 3, приводит к еще одному соударению с преградой (лопатками 9) и к повышению полноты преобразования топлива ϕβ. Криволинейная часть лопаток 9 приводит к изменению направления потока образовавшихся продуктов в направлении, параллельном оси камеры сгорания.

Установка дополнительного третьего ряда турбулизатора может быть рекомендована только для ЖРД МТ, работающих на топливе с большим временем индукции жидкофазной реакции (), поскольку необходимо учитывать, что длина каналов от среза сопла форсунки окислителя до выхода из третьего ряда турбулизатора не должна превышать длины совместного пробега компонентов топлива до окончания периода жидкофазной индукции реакции топлива.

В отличие от прототипа предлагаемое решение улучшает степень жидкофазного перемешивания окислителя и горючего, что приводит к увеличению полноты преобразования топлива и, в конечном итоге, - к увеличению экономичности двигателя и уменьшению размера камеры.

При этом присущие прототипу высокие динамические характеристики (из-за малых заклапанных объемов и малого объема камеры сгорания) сохраняются в заявляемом изобретении.

Установка в камеру ЖРД МТ турбулизатора позволяет, не прибегая к усложнениям конструкции смесительной головки, направленным на улучшение полноты преобразования топлива, получить тот же результат, но с меньшими затратами.

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, двухкомпонентного смесительного элемента, выполненного в виде двух соосных капиллярных трубок, камеры сгорания с поперечной перегородкой, расположенной напротив выхода смесительного элемента и имеющей на периферии каналы для прохода парогаза, отличающаяся тем, что перегородка выполнена в виде турбулизатора с центральным стержнем с плоской торцевой поверхностью, обращенной к выходу смесительного элемента, и минимум двух рядов лопаток с противоположным направлением закрутки.

2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что выходные кромки лопаток первого ряда совмещены с входными кромками лопаток второго ряда.

3. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что лопатки последнего от смесительного элемента ряда на выходе имеют угол, близкий по направлению к образующим камеры сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостному ракетному двигателю, работающему на двухкомпонентном топливе. Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя, работающего по схеме с дожиганием генераторного газа, содержит подвод генераторного газа, корпус, имеющий каналы для подачи жидкого компонента в полость смесительных элементов, смесительные элементы, состоящие из концентрически соединенных между собой колец, на выходе из которых выполнены наклонные отверстия, соединенные с полостью подвода генераторного газа, поступающего через отверстия в корпусе, отверстие в центре для расположения запального устройства, при этом корпус со смесительными элементами представляют собой единую цельную конструкцию, изготовленную методом послойного порошкового лазерного спекания гранул, с постоянным по площади трактом для поступления компонента топлива.

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.

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).

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 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).

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 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 (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в космическом пространстве в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.

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 в жидкостном ракетном двигателе малой тяги высокой степени перемешивания самовоспламеняющихся компонентов топлива. Камера состоит из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, двухкомпонентного смесительного элемента, выполненного в виде двух соосных капиллярных трубок, камеры сгорания с поперечной перегородкой, расположенной напротив выхода смесительного элемента и имеющей на периферии каналы для прохода парогаза. Согласно изобретению перегородка выполнена в виде турбулизатора с центральным стержнем с плоской торцевой поверхностью, обращенной к выходу смесительного элемента, и минимум двух рядов лопаток с противоположным направлением закрутки. Дополнительно выходные кромки лопаток первого ряда могут быть совмещены с входными кромками лопаток второго ряда, а лопатки последнего от смесительного элемента ряда на выходе могут иметь угол, близкий по направлению к образующим камеры сгорания. Изобретение обеспечивает интенсификацию процесса смесеобразования и получения высоких энергетических и динамических характеристик жидкостного ракетного двигателя малой тяги. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх