Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя с вихревым движением топлива и окислителя

Авторы патента:

F02K9/64 - с устройствами для охлаждения

Владельцы патента RU 2702060:

Певгов Вячеслав Геннадьевич (RU)

Изобретение относится к ракетной технике. Камера сгорания (КС) жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) содержит корпус 10 в форме тела вращения с вертикальной образующей и сопряженный профилем 11 с выходным отверстием 12 в нижней части КС, а также средства направленного распыления топлива и окислителя для предварительного охлаждения стенки корпуса. Указанные средства направленного распыления топлива и окислителя выполнены в виде расположенных на наружной стороне стенки корпуса 10 вихреобразующих каналов 20, 30, проходящих вокруг указанного корпуса. Выходные щели 21, 31 указанных вихреобразующих каналов введены по касательной во внутренний объем нижней части корпуса 10 КС в направлении, обеспечивающем вихревое винтообразное движение потоков топлива и окислителя снизу вверх на внутренней стороне указанной стенки. Изобретение обеспечивает полноту сгорания топлива и эффективное охлаждение стенки корпуса КС при существенном уменьшении гидравлического сопротивления тракта подачи в КС топлива и окислителя. 3 ил.

Область техники

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке камер сгорания для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Уровень техники

Эффективность камер сгорания ЖРД определяется рядом факторов, к числу которых относятся температурная стойкость корпуса и достижение максимально возможного значения удельного импульса, определяющего коэффициент полезного действия двигателя, в особенности, применительно к ракетным двигателям малой тяги, в камере сгорания которых трудно обеспечить достаточно высокую температуру ядра горения.

Известна камера сгорания ЖРД, содержащая корпус в форме тела вращения с вертикальной образующей и выходным отверстием в нижней части, а также средства направленного распыления топлива и окислителя для предварительного охлаждения стенок камеры сгорания с последующим поступлением в верхней ее части нагретых топливо-окислительных компонентов в поджигаемый газовый поток, движущийся в направлении выходного отверстия камеры сгорания (Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования/Добровольский М.В. // Москва, МГТУ 2005, с. 93 [1] - аналог). Аналог [1] представляет собой двухкорпусную (двухоболочечную) камеру сгорания, у которой во внешнем корпусе (внешней оболочки) предусмотрены средства организации движения охлаждающих жидких струй топлива и окислителя. К недостаткам данной камеры сгорания можно отнести организацию смесеобразования и горения вблизи охлаждаемой стенки при пониженной температуре и малое время пребывания компонентов горящей топливо-окислительной смеси в камере сгорания, приводящее к неполноте сгорания топлива.

Известна камера сгорания ЖРД, содержащая корпус в форме тела вращения с вертикальной образующей и выходным отверстием в нижней части, а также средства направленного распыления топлива и окислителя для предварительного охлаждения стенки корпуса за счет испарения на ней указанных компонентов с последующим их поступлением от внутренней поверхности указанной стенки в поток движущихся в направлении выходного отверстия камеры сгорания продуктов горения (RU 2572261, F02K 9/52, 2014 [2] - прототип). В выбранном в качестве прототипа объекте [2], ближайшем по назначению (ЖРД малой тяги), конструкции (однокорпусная камера сгорания) и достигаемому эффекту (обеспечения полного сгорания топлива в сочетании с эффективным охлаждением стенки корпуса), достижение указанных преимуществ обеспечивается за счет использования сложной системы распыления смесеобразующих компонентов с применением дефлекторов и ряда форсунок, направленных в осевом и перпендикулярном к нему направлениях, что снижает эффективность работы камеры сгорания.

Раскрытие изобретения

Задачей патентуемого изобретения является повышение КПД ЖРД при работе на углеводородном жидком топливе, а техническими результатами - обеспечение полноты сгорания топлива и эффективного охлаждения стенки корпуса камеры сгорания при существенном уменьшении гидравлического сопротивления тракта подачи в камеру сгорания топлива и окислителя. Указанные задача и технические результаты обеспечиваются тем, что в камере сгорания, содержащей корпус в форме тела вращения с вертикальной образующей и выходным отверстием в нижней части, а также средства направленного распыления топлива и окислителя для предварительного охлаждения стенки корпуса за счет испарения на ней указанных компонентов с последующим их поступлением от внутренней поверхности указанной стенки в центральное ядро движущегося в направлении выходного отверстия камеры сгорания газового потока продуктов горения, согласно патентуемому изобретению указанные средства направленного распыления топлива и окислителя выполнены в виде расположенных на наружной стороне указанной стенки вихреобразующих каналов, проходящих вокруг указанного корпуса, причем выходные щели указанных вихреобразующих каналов введены по касательной во внутренний объем нижней части указанного корпуса камеры сгорания в направлении, обеспечивающем вихревое винтообразное движение потоков топлива и окислителя снизу вверх на внутренней стороне указанной стенки.

Причинно-следственная связь между совокупностью существенных признаков патентуемого изобретения и достигаемыми техническими результатами заключается в том, что: выполнение средств направленного распыления топлива и окислителя в виде расположенных на наружной стороне указанной стенки вихреобразующих каналов позволяет за счет полного исключения форсуночного распыления существенно уменьшить гидравлическое сопротивление тракта смесеобразующих реагентов;

введение выходных щелей от расположенных на наружной поверхности корпуса камеры сгорания указанных вихреобразующих каналов по касательной во внутренний объем нижней части указанного корпуса в направлении, обеспечивающем вихревое винтообразное движение потоков топлива и окислителя снизу вверх на внутренней стороне указанной стенки позволяет обеспечить эффективное охлаждение стенки корпуса камеры сгорания и полноту сгорания топлива за счет непрерывного смесеобразования по всей высоте камеры сгорания при постепенном поступательном перемещении винтообразного смесеобразующего вихревого потока к месту его поджигания в верхней части корпуса.

Изобретательский уровень

Исследование известности совокупности отличительных признаков патентуемого изобретения выявило наличие патента RU 2614902, F02K 9/64, 2017 [3]. Согласно [3] так же, как в патентуемом изобретении, предусматривается использование винтообразных охлаждающих каналов для топлива и окислителя. Однако в данном случае так же, как [1] речь идет о двухкорпусной (двухоболочечной) конструкции, где винтовые каналы нарезаны внутри внешнего корпуса (в оболочке), а не внутри камеры сгорания, в результате чего реагирование для потоков топлива и окислителя происходит только после выхода из внешней оболочки в камеру сгорания, то есть при этом не достигаются указанные выше технические результаты патентуемого изобретения. Кроме того для эффективного охлаждения внешней оболочки согласно [3] требуется введение внутрь винтообразных каналов технологически сложновыполнимых турбулизирующих элементов. Таким образом, наличие патента [3] не может служить основанием для отрицания удовлетворения в патентуемом изобретении условию «изобретательский уровень».

Краткое описание фигур чертежа

На фиг. 1 схематически изображена патентуемая камера сгорания в продольном разрезе; на фиг. 2 - то же в поперечном разрезе; на фиг. 3 - линии тока смесеобразующих реагентов патентуемой камеры сгорания.

Перечень позиций чертежа

10 - корпус камеры сгорания; 11 - согласующий профиль корпуса КС с ее выходным отверстием; 12 - выходное отверстие в нижней части камеры сгорания; 20, 30 - вихреобразующие каналы; 21, 31 - выходные щели вихреобразующих каналов; 40, 50 - трубопроводы подвода к камере сгорания топлива и окислителя; 60 - электроразрядное зажигательное устройство.

Осуществление изобретения

Патентуемая камера сгорания (КС) ЖРД содержит корпус 10 в форме тела вращения с вертикальной образующей и выходным отверстием 12 в нижней части (фиг. 1). В рассматриваемом примере корпус 10 выполнен, в основном, в форме шара. Для предотвращения турбулизации газового потока на выходе из КС нижняя часть поверхности шара искривлена профилем 11 для плавного сопряжения с выходным отверстием 12. КС снабжена также средствами направленного распыления топлива и окислителя для предварительного охлаждения стенки корпуса 10 за счет испарения на ней указанных компонентов с последующим их поступлением от внутренней поверхности указанной стенки в центральное ядро движущегося в направлении выходного отверстия 12 КС газового потока продуктов горения. Указанные средства согласно патентуемому изобретению выполнены в виде расположенных на наружной стороне указанной стенки вихреобразующих каналов 20, 30 соответственно топлива и окислителя проходящих вокруг корпуса 10. Выходные щели 21, 31 указанных вихреобразующих каналов введены по касательной во внутренний объем нижней части корпуса 10 КС в направлении, обеспечивающем вихревое винтообразное движение потоков топлива и окислителя снизу вверх на внутренней стороне указанной стенки (фиг. 1). Топливо и окислитель подводятся к вихреобразующим каналам 20, 30 по трубопроводам соответственно 40, 50 (фиг. 2) от непоказанных на чертеже соответственных резервуаров. В верхней части корпуса 10 установлено электроразрядное зажигательное устройство 60 (фиг. 1).

Работа камеры сгорания осуществляется следующим образом. Включается зажигательное устройство 60, после чего по трубопроводам 40, 50 осуществляется подача в вихреобразующие каналы 20, 30 соответственно жидкого топлива и жидкого окислителя. Выходя из щелей 21, 31 указанных каналов по касательной во внутренний объем нижней части корпуса 10 жидкие струи топлива и окислителя образуют примыкающие к внутренней стороне стенки корпуса 10 торообразные вихри в винтовом направлении снизу вверх (фиг. 3) с выделением в результате испарения на поверхности охлаждаемой ими стенки газовых фаз топливо-окислительной смеси, поджигаемой в верхней части корпуса 10 с образованием движущегося к выходному отверстию 12 осевого потока продуктов горения.

При этом за счет исключения форсуночного распыления реагентов обеспечивается существенное уменьшение гидравлического сопротивления топливо-окислительного тракта при эффективном охлаждении стенки корпуса 10 и полном сжигании топлива в результате поступления реагентов в ядро горения по всей высоте КС.

Промышленная применимость

Патентуемое изобретение отвечает условию «промышленная применимость». Сущность технического решения раскрыта в формуле, описании и фигурах чертежа достаточно ясно, а используемые средства просты и доступны для промышленной реализации в области ракетной техники.

Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащая корпус в форме тела вращения с вертикальной образующей и выходным отверстием в нижней части, а также средства направленного распыления топлива и окислителя для предварительного охлаждения стенки корпуса за счет испарения на ней указанных компонентов с последующим их поступлением от внутренней поверхности указанной стенки в центральное ядро движущегося в направлении выходного отверстия камеры сгорания газового потока продуктов горения, отличающаяся тем, что указанные средства направленного распыления топлива и окислителя выполнены в виде расположенных на наружной стороне указанной стенки вихреобразующих каналов, проходящих вокруг указанного корпуса, причем выходные щели указанных вихреобразующих каналов введены по касательной во внутренний объем нижней части указанного корпуса камеры сгорания в направлении, обеспечивающем вихревое винтообразное движение потоков топлива и окислителя снизу вверх на внутренней стороне указанной стенки.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Устройство содержит бак теплоносителя, снабженный клапаном и заправочной магистралью, выхлопной патрубок с клапаном или ресивер и контур циркуляции теплоносителя, состоящий из тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла, обратного клапана, турбины, основного теплообменника, насоса, общего вала турбины и насоса и соединяющих магистралей.

Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме // 2682466

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.

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.

Двигатель // 2669220

Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель имеет два режима работы: воздушно-реактивный и ракетный, которые могут быть использованы, например, в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.

Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий // 2663703

Изобретение относится к средствам защиты жидкостных ракетных двигателей от тепловых воздействий. Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя основан на создании защитной завесы в потоке продуктов сгорания двигателя из дисперсных частиц интеркалированного графита, обладающих свойством значительного объемного терморасширения.

Газогенератор // 2654770

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей, а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит охлаждаемую горючим камеру, смесительную головку, включающую в себя корпус, на торцах которого закреплены верхнее и нижнее днище, коллектор окислителя, установленный на корпусе, и форсунки, равномерно расположенные по окружности и включающие в себя трубчатый корпус, во входной части которого выполнены радиальные отверстия, наконечник с винтовыми каналами, установленными внутри трубчатого корпуса, и втулку, установленную с кольцевым зазором на трубчатом корпусе и образующую кольцевой канал для подачи окислителя, соединенный с полостью окислителя при помощи тангенциальных отверстий, выполненных в стенке втулки, при этом осевой канал наконечника соединен с полостью горючего и полостью камеры, причем полость охлаждающего тракта камеры соединена с полостью горючего смесительной головки.

Камера сгорания безгенераторного жрд // 2638420

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.

Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя // 2614902

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.

Камера жидкостного ракетного двигателя // 2610624

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгазогенераторных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенных компонентах топлива.

Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива // 2603303

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).