Камера жидкостного ракетного двигателя

Авторы патента:

Черниченко Владимир Викторович (RU)

Шепеленко Виталий Борисович (RU)

F02K9/62 - камеры сгорания

Владельцы патента RU 2497013:

Черниченко Владимир Викторович (RU)

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам особенно. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника. Изобретение обеспечивает повышение экономичности рабочего процесса. 5 ил.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно работающих на трехкомпонентном топливе.

На настоящем этапе развития космических транспортных средств сложилась ситуация, когда возможности по совершенствованию химических ракетных двигателей традиционных типов (на основе стационарных или медленно протекающих рабочих процессов) практически полностью исчерпаны и ограничены незначительным улучшением энерго-массовых характеристик, достигаемым, как правило, в ущерб надежности, безопасности и экологичности.

Для разработки в дальнейшем наиболее эффективных одноступенчатых систем выведения необходимо создание ЖРД нового поколения, работающих при использовании с жидким кислородом двух горючих - водорода и углеводородного горючего (УВГ), чаще всего, керосина. Основным преимуществом трехкомпонентных ЖРД по сравнению с двухкомпонентными кислородно-водородными двигателями является уменьшение потребных запасов водорода в 1,5…2 раза, что позволит сократить затраты на выведение полезной нагрузки. Это обеспечит также уменьшение "сухой" массы конструкции носителя. Проведенные исследования показали конкурентоспособность и значительную эффективность ЖРД, работающих на трехкомпонентном топливе (жидкий кислород - углеводородное горючее/керосин - жидкий водород).

Известна камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи водорода, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, цилиндрическую часть камеры с критическим сечением, сопло (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989 г., 420 стр. Камера ЖРД SSME, стр.122-123 - прототип).

Указанная камера работает следующим образом.

Окислитель из полости блока подачи окислителя смесительной головки по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования. Горючее из полости блока охлаждения огневого днища подается в камеру сгорания. Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в поступает в камеру сгорания. В камере сгорания компоненты перешиваются, воспламеняются и сгорают.

Основными недостатками данной камеры является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования, а также невозможность применения указанной камеры для работы на трехкомпонентном топливе.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, применение которой позволит обеспечить повышенную экономичность рабочего процесса при работе смесительной головки камеры как в качестве трехкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-керосин-водород», так и в качестве двухкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-водород».

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенная камера жидкостного ракетного двигателя, согласно изобретению, содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно, кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища, при этом в указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны, причем упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника.

Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показана камера ЖРД, на фиг.2 - смесительная головка камеры ЖРД, на фиг.3 - осевой разрез соосно-струйной форсунки, на фиг.4 - поперечный разрез выходной части соосно-струйной форсунки с четырехлучевой выходной частью наконечника, на фиг.5 - поперечный разрез выходной части соосно-струйной форсунки с четырехлучевой выходной частью наконечника в районе входа в каналы дополнительного горючего.

Соосно-струйная форсунка смесительной головки предложенной камеры сгорания содержит полый наконечник 1, с осевым каналом 2 внутри него, соединяющим полость окислителя с полостью камеры сгорания. В выходной части наконечника выполнены радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов 3 и впадин 4. На наконечник 1 с кольцевым зазором 5 установлена втулка 6, соединяющая полость между втулкой и наконечником с полостью камеры сгорания. Во втулке 6, между выступами 3 наконечника, выполнены каналы 7, выходная часть 8 которых открывается в зону горения, входная 9 - соединяется с полостью блока подачи керосина при помощи каналов 10, при этом наружный профиль каналов 7 эквидистантен профилю выходной части наконечника 1.

Форсунки установлены в корпусе смесительной головки, содержащей блок подачи окислителя 11, блок подачи основного горючего - водорода 12 (блок подачи водорода), блок подачи дополнительного горючего - керосина 13 (блок подачи керосина), огневое днище 14.

Камера также содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания 15 с критическим сечением 16 и соплом 17.

Предложенная камера ЖРД работает следующим образом.

Из полости блока подачи окислителя 11 окислитель по осевому каналу 2 внутри наконечника 1 подается в камеру сгорания. В месте расположения радиальных пазов струя окислителя принимает форму выходного сечения наконечника, в данном случае форму радиальных пазов, что приводит к изменению формы поперечного сечения струи и увеличению периметра контакта при неизменной площади сечения.

Изменение формы струи окислителя с круглой на четырехлучевую звездообразную при неизменной площади выходного сечения улучшает условия разрушения струи, позволяет уменьшить характерный поперечный размер струи и длину нераспавшейся части струи. Кроме этого, контакт струи окислителя со струей горючего происходит по поверхности образовавшихся ребер, что приводит к его увеличению по сравнению с круглой струей на 30-45%. Следовательно, на выходе из наконечника струя окислителя более склонна к потере своей целостности и быстрее распадается, что позволяет улучшить условия перемешивания компонентов на всех режимах.

Водород из полости блока подачи водорода 12 по зазору 5 между наконечником 1 и втулкой 6 подается в зону горения.

На режиме первой ступени, через каналы 7, при помощи каналов 10 с входной частью 9 из полости блока подачи керосина 13 в камеру сгорания также подается керосин, который, соединяясь с водородом, увеличивает плотность горючего «водород-керосин», что приводит к повышению эффективности работы двигателя на режиме первой ступени.

Выполнение наружного профиля указанных каналов эквидистантным профилю наконечника позволяет увеличить периметр контакта компонентов и уменьшить поперечный размер струи, что приводит к улучшению условий смесеобразования.

Компоненты топлива поступают в полость камеры сгорания 15, воспламеняются и сгорают, образуя при этом продукты сгорания. Продукты сгорания движутся к критическому сечению 16, проходят через него и расширяются в сопле 17, создавая при этом тягу.

Охлаждение огневого днища 14 на всех режимах осуществляется водородом.

На режиме второй и последующих ступеней, подача керосина через каналы 7 отсекается, и камера ЖРД продолжает работать на компонентах «водород-кислород» с повышенной эффективностью за счет улучшенного смесеобразования.

Применение предложенной камеры в кислородно-водородных/керосиновых ЖРД позволит значительно упростить конструкцию смесительной головки камеры и повысить эффективность работы двигателя на трехкомпонентном топливе.

Камера жидкостного ракетного двигателя, характеризующаяся тем, что она содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища, при этом в указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны, причем упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения, при этом в наконечниках как минимум форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная часть соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника.

Изобретение относится к измерению характеристик твердых топлив для ракетных двигателей. Способ включает измерение реактивной силы продуктов газификации при сжигании образца твердого топлива, бронированного по боковой поверхности, причем измеряют реактивную силу и время полного сгорания образца твердого топлива, помещенного в бомбу постоянного объема, при давлении в диапазоне (0.5÷15)МПа, создаваемом инертным газом, например азотом или аргоном, причем объем бомбы и масса образца находятся в заданном соотношении, а величину единичного импульса определяют по расчетной формуле.

Жидкостный ракетный двигатель // 2494274

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например, кислороде, водороде и керосине.

Устройство для гашения поперечных усилий вследствие отделения реактивной струи, действующих на сопло реактивного двигателя, и сопло реактивного двигателя // 2493413

Устройство гашения поперечных усилий включает устройства ориентации, установленные на сопле реактивного двигателя и содержащие первый узел, образующий тягу, второй узел, образующий звено крепления, и приводной узел.

Жидкостный ракетный двигатель // 2493412

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине.

Жидкостный ракетный двигатель // 2493411

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине.

Жидкостный ракетный двигатель // 2490507

Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе // 2488712

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к организации процесса подготовки и сжигания газообразного топлива в камере сгорания. .

Способ изготовления камеры жидкостного ракетного двигателя // 2480611

Изобретение относится к ракетной технике, точнее - к способам изготовления камер ЖРД. .

Камера жидкостного ракетного двигателя // 2480610

Изобретение относится к ракетной технике. .

Камера жидкостного ракетного двигателя // 2478814

Изобретение относится к ракетной технике. .

Жидкостно-газовый реактивный двигатель // 2511877

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в качестве корректирующей двигательной установки космического аппарата. Жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД) содержит бак, заполненный жидким рабочим телом - водой, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло. В камере жидкостно-газового реактивного двигателя установлен на выходе из бака разделитель фаз рабочего тела, после которого установлен регулировочный клапан с пружиной и электромагнитом. В ЖГРД камера снабжена устройством подогрева рабочего тела в области, прилегающей к выходному отверстию бака. Жидкостно-газовый реактивный двигатель создает реактивную тягу за счет истечения паров воды, которые образуются за счет процесса парообразования газа из жидкой фазы. Изобретение обеспечивает регулирование тяги, снижение энергопотребления двигателя и применение экологически чистого рабочего тела. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя // 2511942

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющую части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена трапециевидной формы с полостью трапециевидной формы, на торцах кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные и выходные отверстия. Пояс завесы может быть выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла на середине сужающейся части сопла. Может быть выполнено два пояса завесы. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Углерод-углеродный композиционный материал // 2520281

Изобретение относится к композиционным материалам, в частности к углерод-углеродному композиционному материалу, и может использоваться при изготовлении жидкостных ракетных двигателей. Углерод-углеродный композиционный материал с защитным покрытием из карбида кремния выполнен с герметизирующим слоем. На защитное покрытие нанесен герметизирующий слой из металла: никеля, или ниобия, или молибдена. В результате повышается долговечность и надежность полученного материала. 1 ил.

Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги // 2532640

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги, используемым в качестве исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов. Камера состоит из смесительной головки с трактами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, фланца для крепления к объекту, корпуса камеры с камерой сгорания и соплом, присоединенного к смесительной головке через переходник. Согласно изобретению фланец для крепления камеры к объекту установлен на переходнике вблизи камеры сгорания и расположен в зоне посадочной поверхности переходника и смесительной головки, переходник присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрические участки имеют зазор между соответствующими поверхностями смесительной головки. Изобретение обеспечивает снижение тепловых потоков в объект. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ организации рабочего процесса в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги // 2535596

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). Способ заключается в подаче одного из самовоспламеняющихся компонентов топлива, например, горючего через соосную с камерой сгорания центробежную форсунку с образованием цилиндрической пелены, переходящей в коническую за срезом сопла форсунки и второго компонента, например, окислителя через струйные форсунки, равномерно расположенные по окружности, соосной с соплом центробежной форсунки, по заявляемому изобретению весь второй компонент подают через струйные форсунки на конический дефлектор, соосный с ними, формируют на нем первичные пленки, которые затем подают с острой кромки дефлектора на внутреннюю стенку камеры сгорания и формируют на ней вторичные пленки, которые впервые соприкасают с пленкой первого компонента на стенке камеры сгорания для организации жидкофазного смешения компонентов путем взаимного проникновения горючего и окислителя на полную их толщину на стенке камеры сгорания и одновременного охлаждения ее всем поступающим компонентом, при этом обеспечивают длину свободного пролета пленки конуса распыла центробежной форсунки до встречи с камерой сгорания, не превышающую более чем в два раза расчетную длину начала распада пленки, а толщины пленок окислителя и горючего формируют исходя из соотношений: ; где - внутренний диаметр расположения вторичных пленок окислителя на стенке камеры сгорания; - толщины вторичной пленки окислителя на стенке камеры сгорания; rm.к. - радиус вихря на стенке сопла центробежной форсунки; δг - толщина пелены горючего в сопле центробежной форсунки; dc.o. - диаметр струи окислителя; nc.о. - число струй окислителя. Изобретение обеспечивает повышение экономичности и надежности ЖРДМТ за счет повышения удельного импульса с одновременным обеспечением приемлемого теплового состояния с большим запасом по температуре элементов двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 табл., 9 ил.

Камера сгорания жрд с электроплазменным зажиганием // 2553583

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многоразовый запуск камеры сгорания. 2 ил.

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты // 2554690

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги // 2558489

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ). Камера сгорания ЖРДМТ состоит из корпуса и смесительной головки с периферийными струйными форсунками, исходящими из кольцевого коллектора первого компонента топлива, оси которых пересекают поверхность кольцевого конического дефлектора, направляющего струи первого компонента на стенку корпуса камеры сгорания, и центрального распылителя, сообщенного с коллектором второго компонента топлива. Согласно изобретению кольцевой коллектор первого компонента топлива размещен в радиальном направлении между кольцевым коническим дефлектором и коллектором центрального распылителя, а струйные форсунки первого компонента с одной стороны направлены на поверхность конического дефлектора, обращенного в сторону выхода из камеры сгорания, а с другой стороны - на поверхность дефлектора, являющегося стенкой коллектора второго компонента, а струйные форсунки второго компонента направлены на поверхность дефлектора, являющегося стенкой коллектора первого компонента. Поверхности дефлекторов центрального распылителя выполнены цилиндрическими, плоскости размещения струйных форсунок разнесены в осевом направлении камеры на расстояние не менее удвоенной суммы диаметров струйных форсунок первого и второго компонентов топлива. Изобретение обеспечивает увеличение экономичности ЖРДМТ, улучшение динамических характеристик двигателя и технологичности изготовления ЖРДМТ. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Камера сгорания жрд с электроплазменным зажиганием // 2561796

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки. Изобретение обеспечивает снижение массы, а также упрощение конструкции узла крепления и качания двигателя. 2 ил.

Способ изготовления внутренней оболочки сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (жрд) // 2563289

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления внутренней оболочки сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Способ включает ротационное выдавливание оболочки за несколько переходов. Верхнюю часть со стороны малого диаметра оболочки изготавливают из материала, предназначенного для сваривания с соседним блоком сопла. До ротационного выдавливания оболочки в плоской заготовке вырезают отверстие по диаметру соединения двух материалов. Затем в отверстие вставляют плоскую заготовку из другого материала такой же толщины, что и основная заготовка. Осуществляют сварку кольцевым швом двух материалов. Проводят зачистку сварного шва и контроль его качества, а затем выполняют ротационное выдавливание сварной заготовки и получают биметаллическую внутреннюю оболочку со стороны малого диаметра с переходной зоной от одного материала к другому. Изобретение обеспечивает изготовление биметаллической внутренней оболочки с минимальной деформацией и без подварок, исключение дефектов сварки в переходной зоне от одного материала к другому за счет упрочнения сварного шва при раскатке, повышение качества и надежности оболочки сопла камеры сгорания ЖРД. 1 ил.