Жидкостный ракетный двигатель
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), использующим химическую энергию жидких топлив, и может быть использовано для создания ракетно-космической и авиационной техники. Цель изобретения - повышение КПД и удельного импульса двигателя за счет полноты использования энергии продуктосгорания. Камера сгорания 2 выполнена в виде изогнутой конической трубы, расширяющейся частью направленной в сторону сопла З. 1ил.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), использующим химическую энергию жидких топлив, и может быть использовано для создания ракетно-космической и авиационной техники. Известна конструкция ЖРД на двухкомпонентном жидком топливе, содержащая камеру сгорания, сопло, систему регулирования и подачи компонентов топлива. Недостатком такой конструкции ЖРД является то, что диссоциированные и ионизированные молекулы продуктов сгорания уносят очень большой процент тепловой энергии, тем самым снижают КПД и удельный импульс двигателя. Содержание большого процента диссоциированных молекул в продуктах сгорания (ПС) обусловлено тем, что газы, находящиеся в камере сгорания перед входом в критическое сечение сопла, имеют очень высокую температуру (порядка 4000 К и выше). При этом диссоциированные молекулы ( около 40 60%) не успевают за доли секунды нахождения в сопле путем рекомбинации превратиться в нейтральные. Наиболее близким техническим решением является конструкция ЖРД (Машиностроение, 1968), содержащая форкамеру, камеру сгорания, сопло и систему регулирования и подачи компонентов топлива. Наличие в конструкции форкамеры позволяет создать оптимальные условия для распыла, смешения и горения топлива, уменьшает процент содержания диссоциированных молекул в продуктах сгорания на выходе из камеры сгорания за счет превращения их в ассоциированные. Целью изобретения является повышение КПД и удельного импульса двигателя за счет полноты использования энергии продуктов сгорания. Поставленная цель достигается тем, что в жидкостном ракетном двигателе преимущественно на двухкомпонентном жидком топливе, содержащем камеру сгорания, форкамеру, сопло, систему регулирования и подачи компонентов топлива, камера сгорания выполнена в виде изогнутой конической трубы, расширяющейся частью направленной в сторону сопла. На чертеже представлен общий вид устройства. Устройство содержит форкамеру 1, камеру сгорания 2, сопло 3, систему подачи компонентов топлива 4. Устройство работает следующим образом. В форкамеру впрыскивается горючее и окислитель и воспламеняется. Сгорание топлива происходит в форкамере и камере сгорания 2. При горении образуются газообразные продукты сгорания (ПС), нагретые до высоких температур (3000 5000 К). В результате интенсивного выделения тепла во второй половине камеры сгорания увеличивается скорость потока газа и достигает сверхзвуковой скорости за счет выделения за 15% теплоты диссоциированными молекулами при их превращении в ассоциированные в результате снижения температуры газа до 2800 К. Далее газ поступает в сопло 3, где температура его снижается до 800 1000 К, выделяется еще 12% теплоты. которая так же, превращаясь в кинетическую энергию, увеличивает скорость истечения в окружающее пространство продуктов сгорания. Применение на летательных аппаратах предлагаемого ЖРД позволит экономить расход топлива на 25 30% за счет увеличения КПД на 25 30% и удельного импульса двигателя на 45 55%
Формула изобретения
Жидкостный ракетный двигатель преимущественно на двухкомпонентном жидком топливе, содержащий камеру сгорания, форкамеру, сопло, систему регулирования и подачи компонентов топлива, систему охлаждения стенок камеры сгорания, отличающийся тем, что, с целью повышения КПД и удельного импульса двигателя за счет полноты использования энергии продуктов сгорания, камера выполнена в виде изогнутой конической трубы, расширяющейся частью направленной в сторону сопла.РИСУНКИ
Рисунок 1
