Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме

Авторы патента:

F02K9/97 - ракетные сопла (управление величиной и направлением тяги F02K 9/80)

F02K9/94 - ракетные двигательные установки с повторным запуском; ракетные двигательные установки прерывистого действия

F02K9/64 - с устройствами для охлаждения

Владельцы патента RU 2682466:

Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию сопла, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса, снижение массы и повышение надежности работы ракетного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД).

Для решения космических задач требуется создание высокоэффективных и надежных ЖРД. Получение высокой эффективности ЖРД может быть достигнуто за счет использования вместо первой и второй ступеней в ракетоносителе двухрежимного жидкостного двигателя, который имел бы характеристики у Земли подобные двигателю первой ступени, а на высоте - двигателю второй ступени.

К числу известных способов, позволяющих повысить эффективность работы ЖРД по траектории, относятся:

- вдув генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла;

- выдвижение щитков в сверхзвуковую часть сопла;

- регулирование степени расширения за счет изменения площади критического сечения;

- изменение степени расширения за счет выдвижных насадков;

- камера ЖРД с регулируемым соплом (патент на изобретение РФ №2640903 от 07.11.2016).

Все перечисленные способы имеют недостатки, т.к. не позволяют существенно повысить эффективность работы двигателя и обеспечить высокую надежность.

Повышение надежности двигателя может быть достигнуто за счет использования безгенераторной схемы, которая позволяет существенно улучшить условия работы турбины ТНА, являющейся одним из наиболее напряженных элементов двигателя.

Известна кольцевая камера ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, изложенная в патенте на изобретение РФ №2151318 от 14.10.1992 г., а также камера сгорания безгенераторного ЖРД, изложенная в патенте на изобретение РФ №2638420 от 05.07.2016, принятая за прототип.

Недостатком этих кольцевых камер являются более высокие среднетраекторные потери по сравнению с ракетой, имеющей две ступени.

Перечисленные недостатки устраняются предлагаемым изобретением, которое решает техническую задачу повышения среднетраекторного удельного импульса тяги, снижения массы и обеспечения высокой надежности работы ракетного двигателя.

Поставленная задача решается тем, что камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, согласно изобретению, в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию сопла, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой, показанной на фиг. 1.

Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме (фиг. 1) включает в себя:

- кольцевую камеру 1 с подводом горючего из магистрали 2, окислителя из магистрали 3, тракт охлаждения 4 и блоки смесительной головки 5 и 6;

- двухсекционное сверхзвуковое сопло с внутренней секцией 7 с трактом охлаждения 8 и наружной секцией 9 с трактом охлаждения 10 и выходным коллектором 11;

- смеситель 12;

- коллектора подвода горючего 13 и 14 в блоки смесительной головки;

- коллектор отвода 15;

- магистраль переброса 16.

Камера сгорания работает следующим образом.

По соответствующим командам подается горючее из магистрали 2 на охлаждение в тракты охлаждения 8 и 10 секционного сопла и тракт 4 кольцевой камеры. Из магистрали окислителя 3 окислитель поступает в блоки 5 и 6 смесительной головки.

После прохождения трактов охлаждения 8 и 10 в двухсекционном сопле и тракта охлаждения 4 кольцевой камеры 1 горючее из коллекторов 11, 15 и магистрали переброса 16 поступает в смеситель 12 и далее на турбину. После турбины горючее поступает в коллектора 14 и 13 блоков смесительной головки. В кольцевой камере 1 происходит поджиг компонентов топлива и продукты сгорания из кольцевой камеры сгорания поступают в газовые полости 7 и 9 двухсекционного сопла. Двигатель выходит на первый режим работы в плотных слоях атмосферы Земли.

При выходе из плотных слоев атмосферы подача компонентов топлива в блок 6 смесительной головки, работающей на наружную секцию сопла 9, прекращается. Продукты сгорания, вытекающие из внутренней секции 8, достигнув кромки сопла на срезе 17, расширяются и заполняют внутреннюю полость 9 секции наружного сопла. Двигатель выходит на второй, высотный, режим работы.

Наличие в кольцевой камере сгорания развитой поверхности обеспечивает поступление горючего на турбину с повышенным теплосодержанием, а выполнение двухсекционного сопла, работающего на земном и высотном режимах, обеспечивает высокое значение среднетраекторного удельного импульса.

Предложенное техническое решение уменьшает линейный размер ракетоносителя (одна ступень вместо двух), снижает массу, повышает эффективность его полета по траектории и существенно повышает надежность.

Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, отличающаяся тем, что в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки.

Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя содержит неподвижную часть, подвижную часть, продолжающую неподвижную часть, а также уплотнительное устройство.

Пульсирующий реактивный двигатель // 2672240

Пульсирующий реактивный двигатель содержит корпус, камеру сгорания с соплом, системы подачи компонентов в камеру сгорания и воспламенения топливной смеси. Камера сгорания имеет кольцевое поперечное сечение.

Сопло ракетного двигателя на роликовой опоре // 2666031

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей. Сопло ракетного двигателя на роликовой опоре содержит неподвижную часть, поворотную часть, резиновое уплотнительное кольцо, герметизирующее объем камеры сгорания по сферическому поясу на поворотной части, определяющему центр вращения последней.

Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя // 2665601

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры жидкостного ракетного двигателя. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя, включающее внутреннюю и наружную оболочки, соединенные между собой ребрами, образующими каналы охлаждения, подколлекторное кольцо с отверстиями, которые соединяются с каналами охлаждения, и коллектор, согласно изобретению сопло камеры представляет собой единую цельную конструкцию, изготовленную методом послойного порошкового лазерного спекания гранул.

Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки // 2661079

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод сопла из сложенного положения в рабочее, содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками с элементами кинематической связи лепестков с раструбом.

Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки // 2661079

Сопло ракетного двигателя // 2660983

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей. Сопло ракетного двигателя содержит неподвижную часть и герметично скрепленную с ней при помощи двух эластичных шарниров поворотную часть, один эластичный шарнир - герметизирующий, другой - опорный.

Раздвижное сопло ракетного двигателя // 2660978

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

Раздвижное сопло ракетного двигателя // 2660978

Фланец поворотного сопла ракетного двигателя из композиционных материалов // 2647269

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при создании конструкций ракетных двигателей различного назначения. Фланец поворотного сопла содержит конический корпус с утопленной в двигатель частью с опорной поверхностью на эластичный шарнир в условиях применения с одной стороны и присоединительным шпангоутом для каркаса поворотного сопла с другой, а также силовой опорный пояс между ними, имеющий присоединительные отверстия для присоединения к фланцу двигателя, конструктивно отделяющий утопленную часть конического корпуса.

Устройство для наддува топливных баков ракетного двигателя // 2667529

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетных двигателей. Устройство содержит два теплообменника, пригодных для испарения соответственно первого и второго компонентов ракетного топлива перед их повторным вводом в газообразном виде в предназначенные для них баки.

Двигатель реактивный // 2658155

Изобретение может использоваться для вывода на орбиту спутников, в реактивных системах залпового огня, для дополнительного разгона артиллерийских снарядов после выхода снаряда из ствола орудия при подлете к цели.

Реверсивная матричная ракетная двигательная система с индивидуальным цифровым управлением величиной тяги каждой реверсивной двигательной ячейки для малоразмерных космических аппаратов // 2654782

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Детонационный двигатель // 2645099

Изобретение относится к конструкции детонационного двигателя, использующего твердое топливо. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявляемого изобретения, является увеличение КПД детонационного двигателя за счет использования многократного отражения детонационной волны от отработавшей ступени и самого двигателя; эффективное преобразование химической энергии ВВ в механический импульс за счет многократного отражения детонационной волны.

Криогенная двигательная установка и способ питания бака такой установки // 2594940

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).

Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты) // 2492342

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для доставки космических аппаратов на различные высокоэнергетические орбиты и отлетные от Земли траектории.

Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты) // 2447313

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Ракетный двигатель твердого топлива // 2153093

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании РДТТ многоразового включения. .

Устройство управления летательным аппаратом // 2055780

Жидкостная ракетная двигательная установка // 2040703

Изобретение относится к конструкции жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ) и может быть использовано в ракетном двигателестроении. .

Газогенератор // 2671664

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит камеру и смесительную головку, включающую в себя корпус с коллектором, пояса подачи избыточного компонента топлива, установленные в смесительной головке коаксиально и состоящие из двух концентрически соединенных между собой втулок, на наружной поверхности одной из которых выполнены пазы, при этом пояса, соединенные между собой и корпусом с помощью кольцевых смесительных элементов, в которых выполнены отверстия подачи компонентов топлива, оси которых пересекаются, образуют кольцевые каналы, причем полость коллектора соединена с полостями поясов с помощью каналов, выполненных в кольцевых смесительных элементах, днище, закрепленное на торце корпуса.