Ракетный двигатель с универсальным воспламенителем - заявка 2016140562 на патент на изобретение в РФ

1. Ракетный двигатель, включающий в себя камеру сгорания ракетного двигателя и воспламенитель для инициирования горения в камере сгорания ракетного двигателя;
при этом камера сгорания ракетного двигателя представляет собой основную камеру сгорания ракетного двигателя, или камеру сгорания газогенератора ракетного двигателя, или камеру сгорания предварительной камеры сгорания ракетного двигателя,
воспламенитель содержит корпус, в котором расположена камера сгорания воспламенителя, и трубу выброса для выпуска газообразных продуктов сгорания, выходящих из камеры сгорания воспламенителя;
труба выброса имеет первый конец, посредством которого она присоединена к корпусу, и второй конец, расположенный в камере сгорания ракетного двигателя, и
корпус выполнен с возможностью подачи в камеру сгорания воспламенителя горючего и окислителя через канал подачи горючего и канал подачи окислителя, соответственно;
отличающийся тем, что воспламенитель дополнительно содержит канал повторного ввода кислорода, предназначенный для повторного ввода кислорода по существу на выходе трубы выброса.
2. Ракетный двигатель по п. 1, дополнительно включающий в себя регулирующий клапан подачи горючего и/или регулирующий клапан подачи окислителя для питания камеры сгорания, и/или регулирующий клапан повторного ввода окислителя, при этом указанный(ые) клапан(ы) приспособлен(ы) для регулирования соответственно подачи горючего в камеру сгорания воспламенителя, подачи окислителя в камеру сгорания воспламенителя и/или ввода потока окислителя в канал повторного ввода окислителя.
3. Ракетный двигатель по п. 1, дополнительно включающий в себя пластину для подачи горючего с калиброванным проходным сечением, установленную в канале подачи горючего, и/или пластину для подачи окислителя с калиброванным проходным сечением, установленную в канале подачи окислителя, и/или пластину для повторного ввода окислителя с калиброванным проходным сечением, установленную в канале повторного ввода окислителя.
4. Ракетный двигатель по п. 3, в котором указанная пластина или, по меньшей мере, одна из указанных пластин выполнена сменной.
5. Ракетный двигатель по п. 3, в котором указанная пластина для подачи окислителя и пластина для повторного ввода окислителя выполнена в виде единственной пластины.
6. Ракетный двигатель по п. 1, в котором канал повторного ввода окислителя размещен, по меньшей мере, частично в толще стенки трубы выброса.
7. Ракетный двигатель по п. 1, в котором канал подачи горючего и/или канал подачи окислителя содержит (содержат) соответствующую отклоняющую перегородку, образованную в корпусе воспламенителя.
8. Ракетный двигатель по п. 1, в котором канал подачи горючего, и/или канал подачи окислителя, и/или канал повторного ввода окислителя содержит (содержат) соответствующий участок гашения резкого перепада температур, проходящий внутри стенки корпуса воспламенителя в направлении, которое образует угол более 45° относительно радиального направления от центра камеры сгорания воспламенителя.
9. Ракетный двигатель по п. 1, включающий в себя крепежный фланец, расположенный вокруг трубы выброса, и теплоизоляционный кольцевой проход, расположенный радиально между внутренним каналом трубы выброса и указанным фланцем, и изолированный по текучей среде от канала повторного ввода окислителя.
10. Ракетный двигатель по п. 1, выполненный так, что воспламенитель способен работать с нормированным соотношением компонентов смеси, величина которого составляет более 5.
11. Ракетный двигатель по любому из пп. 1-10, в котором минимальное расстояние между каждой из стенок камеры сгорания ракетного двигателя и вторым концом трубы выброса составляет более kD, где D - внутренний диаметр выхода трубы выброса, а k - коэффициент, равный 3.
Наверх