Жидкостный ракетный двигатель малой тяги

 

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит камеру сгорания со смесительной головкой и воспламеняющим устройством, сопло, тракт внешнего регенеративного охлаждения и полость подвода охлаждающего компонента. Полость подвода охлаждающего компонента образована в корпусе смесительной головки и соединена трубопроводом с коллектором подвода компонента в охлаждающий тракт. Коллектор подвода компонента в охлаждающий тракт расположен на закритической части сопла. Поверхности, образующие полость подвода охлаждающего компонента, снабжены турбулизаторами течения, выполненными в виде поперечных прямоугольных ребер. Изобретение позволяет достичь надежной работы жидкостного ракетного двигателя малой тяги, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, при крайне низких массовых расходах компонентов топлива, с возможностью одновременного увеличения удельного импульса тяги двигателя путем обеспечения возможности его работы на более эффективном значении массового соотношения компонентов топлива. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ЖРД, применяемых в ракетной технике, в составе ракетных блоков космического применения, к которым предъявляются жесткие требования к надежности их функционирования, к экономии массы, к величине удельного импульса тяги, поскольку вывод на орбиту как полезной нагрузки, так и массы конструкции блока связано с большими экономическими затратами. Это могут быть ЖРД малой тяги (ЖРДМТ) с крайне малыми массовыми расходами несамовоспламеняющихся компонентов топлива, которые должны многократно запускаться в условиях космического пространства. Изобретение может быть использовано в авиационной технике и в промышленной энергетике.

Известно устройство ЖРД, приведенное в книге "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей", под ред. Г.Г. Гахуна. М.: Машиностроение. 1989, с. 104, рис. 66, содержащее камеру с трактом внешнего охлаждения, с коллектором подвода охлаждающего компонента. Приведенные на фиг. б, в, г, д рис. 66 различные видоизменения тракта внешнего охлаждения преследуют цель обеспечить более эффективное охлаждение зоны критического сечения и уменьшить гидравлическое сопротивление охлаждающего тракта.

Недостатком такого устройства является то, что для одной и той же камеры, при неизменном режиме работы, при всех рассмотренных устройствах охлаждающего тракта сохраняется неизменной величина подогрева охлаждающего компонента в тракте охлаждения. Для ЖРДМТ при крайне малой величине массового расхода охлаждающего компонента величина нагрева охладителя может составлять более 300^oС, что является опасным для надежного функционирования и стойкости воспламеняющего устройства и, в частности, электрической свечи, если не предусмотрено ее дополнительное охлаждение. Таким образом, эти устройства трактов внешнего охлаждения имеют ограниченное применение для ЖРДМТ.

Известно устройство ЖРДМТ с тягой 4200 Н, принятое за прототип (см. И. Тимнат "Ракетные двигатели на химическом топливе", М.: Мир, 1990, с.262, рис. 168), содержащее камеру с трактом внешнего охлаждения, через который протекает газообразный водород, и смесительную головку с воспламеняющим устройством. Входной коллектор тракта внешнего охлаждения располагается на цилиндрической части камеры у смесительной головки. После протекания по тракту внешнего охлаждения нагретый водород из коллектора, расположенного на закритической части сопла, направляется как в смесительную головку (основным расходом), так и на охлаждение сверхзвуковой части сопла и насадка радиационного охлаждения.

Такое устройство камеры ЖРДМТ имеет, во-первых, недостаток, состоящий в том, что в смесительную головку подается нагретый компонент, температура которого при малом массовом расходе охлаждающего компонента становится опасной для надежного функционирования воспламеняющего устройства, во-вторых, подача охлаждающего компонента в тракт внешнего охлаждения со стороны смесительной головки приводит к тому, что в район критического сечения охлаждающий компонент поступает значительно нагретым, что значительно уменьшает температурный напор и может привести к опасному увеличению температуры огневой стенки. Особенно это сказывается при тяге двигателя, равной 20-30 Н и при охлаждении камеры газообразным кислородом. В этом случае даже при работе двигателя при массовом соотношении компонентов К_m=1,4-1,5 и давлении в камере р_к=0,1 МПа температура охлаждающего компонента в зоне критического сечения может составить более 300^oС, а температура огневой стенки из медного сплава более 800^oС, что недопустимо для надежного функционирования ЖРДМТ. Кроме того, ситуация усугубляется при применении для несамовоспламеняющейся пары компонентов топлива воспламенителя с электрической свечой, работоспособность которой нарушается при температуре около 400^oС. Однако в данном случае воспламенитель с электрической свечой является наиболее экономичным средством запуска ЖРДМТ по сравнению, например, с химическим зажиганием.

Таким образом, задачей настоящего изобретения является обеспечение надежной работы ЖРДМТ на несамовоспламеняющихся компонентах топлива с применением воспламенителя с электрической свечой, при крайне низких массовых расходах компонентов топлива, в том числе и массового расхода газообразного компонента, используемого в качестве охладителя в тракте внешнего охлаждения камеры, и одновременное увеличение удельного импульса двигателя путем обеспечения его работы при более эффективном - увеличенном значении K_m.

Сущность изобретения заключается в том, что ЖРДМТ, содержащий камеру сгорания со смесительной головкой и воспламеняющим устройством, сопло и тракт внешнего регенеративного охлаждения, имеет полость подвода охлаждающего компонента, расположенную в корпусе смесительной головки и соединенную трубопроводом с коллектором подвода компонента в охлаждающий тракт, расположенным на закритической части сопла, при этом поверхности, образующие полость подвода охлаждающего компонента, снабжены турбулизаторами течения, которые могут быть выполненными, например, в виде поперечных прямоугольных ребер.

Техническим результатом применения такого устройства камеры ЖРДМТ, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива при крайне низких массовых расходах компонентов, имеющего воспламенитель с электрической свечой, является достижение надежной работы двигателя, многократно включаемого в условиях космического пространства, при одновременном увеличении удельного импульса двигателя путем обеспечения возможности его работы на более высоком - более эффективном значении К_m.

Технический результат достигается введением новых элементов и их выполнением. К ним относится полость подвода газообразного компонента - окислителя, выполняющая роль теплообменника между нагретой поверхностью смесительной головки и охладителем. Компонент-охладитель по входному трубопроводу первоначально направляется в полость подачи, расположенную в корпусе смесительной головки, протекая по которой, он нагревается, снимая значительную часть тепла с элементов смесительной головки и воспламенительного устройства и обеспечивая температуру, допустимую для работы электрической свечи.

Интенсификации теплообмена, а следовательно снижению температуры воспламенительного устройства и свечи, способствует введение на образующих поверхностях полости подачи охладителя турбулизаторов течения, выполненных, например, в виде поперечных прямоугольных ребер. При оптимальном выборе геометрических размеров турбулизаторов коэффициент теплообмена между поверхностью головки и охладителем увеличивается в 2 и более раз (см. Э.К. Калинин, Г.А. Дрейцер, С. А. Ярхо "Интенсификация теплообмена в каналах", М.: Машиностроение, 1981).

Охладитель - газообразный компонент, после протекания по полости подвода, направляется на вход в тракт внешнего охлаждения через трубопровод, соединяющий полость подвода с входным коллектором тракта внешнего охлаждения, расположенным на закритической части сопла. Рассчетный анализ и опыт отработки указывает на то, что при крайне малом массовом расходе охлаждающего компонента, составляющего 3-9 г/сек, намного выгоднее подавать компонент в охлаждающий тракт со стороны закритической части сопла. В этом случае компонент движется первоначально в зоне малых тепловых потоков, характерных для закритической части, и поступает в наиболее теплонапряженную зону камеры - зону критического сечения нагретым гораздо меньше, чем при подаче компонента в тракт охлаждения со стороны смесительной головки - начала цилиндрической части камеры. В последнем случае охлаждающий компонент сразу находится в зоне больших тепловых потоков и поступает в зону критического сечения нагретым до 300^oС, в то время как при подаче охлаждающего компонента со стороны закритической части сопла нагрев его в этой зоне не превышает 100^oС.

Опыт отработки камеры ЖРДМТ с тягой в пустоте около 25 Н и расходом газообразного кислорода через охлаждающий тракт, составляющим около 5 г/сек, с полостью подачи охлаждающего компонента, имеющей поперечные турбулизаторы течения, увеличивающие коэффициент теплообмена от поверхности головки к газу в 2,5-3 раза, показывает, что в этом случае допустима надежная работа камеры при К_m, увеличенном на 0,2-0,25 по сравнению с работой камеры, не имеющей полости подачи охладителя. Это дает возможность при работе на К_m=1,0-1,3, что характерно для таких ЖРДМТ, увеличить удельный импульс на 100-150 м/сек.

Суть изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 изображен общий вид устройства камеры ЖРДМТ.

На фиг. 2 изображено сечение полости подачи охладителя с поперечными прямоугольными турбулизаторами течения на поверхностях полости.

Устройство камеры ЖРДМТ включает в себя корпус камеры (1) с трактом внешнего охлаждения (2); смесительную головку (3), на корпусе которой (4) размещается полость подвода газообразного охладителя (5) с исскуственными турбулизаторами течения (6) на его образующих поверхностях (7). На смесительной головке (3) установлена электрическая свеча (8) воспламенительного устройства (9) и имеется входной трубопровод второго компонента топлива (10). К полости подвода охлаждающего компонента (5) присоединен подводящий трубопровод газообразного компонента (11) и трубопровод (12), соединяющий полость подачи газообразного компонента (5) с входным коллектором (13) тракта внешнего охлаждения (2), расположенным на закритической части (14) камеры.

Работает данное устройство камеры ЖРДМТ следующим образом. Газообразный компонент поступает через входной трубопровод (11) в полость подачи охлаждающего компонента (5), в которой его течение искусственно турбулизируется поперечными ребрами (6), расположенными на образующих полость поверхностях (7). Протекая по полости подвода охлаждающего компонента (5), газообразный компонент - охладитель снимает тепло с конструкции смесительной головки, обеспечивая тем самым допустимую температуру для работы электрической свечи (8). Из полости подвода (5) охладитель поступает во входной коллектор (13) тракта внешнего охлаждения (2) через трубопровод (12), соединяющий полость подвода (5) с входным коллектором (13). После протекания по охлаждающему тракту камеры (2) газообразный компонент, нагретый тепловым потоком от продуктов сгорания к огневой поверхности камеры, поступает в смесительную головку (3); в ней он смешивается с другим компонентом, поступающим в смесительную головку (3) через входной трубопровод (10), и сгорает в камере, истекая через срез сопла, создавая тягу.

Таким образом, совокупность новых признаков, отсутствующих в известных технических решениях, позволяет достичь надежной работы ЖРДМТ, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, при крайне низких массовых расходах компонентов топлива, с возможностью одновременного увеличения удельного импульса ЖРДМТ.

Формула изобретения

1. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру сгорания со смесительной головкой и воспламеняющим устройством, сопло и тракт внешнего регенеративного охлаждения, полость подвода охлаждающего компонента, отличающийся тем, что полость подвода охлаждающего компонента образована в корпусе смесительной головки и соединена трубопроводом с коллектором подвода компонента в охлаждающий тракт, расположенном на закритической части сопла, при этом поверхности, образующие полость подвода охлаждающего компонента, снабжены турбулизаторами течения.

2. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что турбулизаторы течения выполнены в виде поперечных прямоугольных ребер.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2