Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора



Владельцы патента RU 2555021:

Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива. Камера ЖРД или газогенератора содержит силовой корпус, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными на огневом днище, камеру сгорания с соплом, при этом корпус камеры имеет внешнюю силовую оболочку и внутреннюю огневую стенку, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения, и лазерное устройство для воспламенения компонентов топлива, при этом лазерное устройство включает штуцер, герметично установленный в отверстии, выполненном в стенке силового корпуса на ее боковой поверхности, и свечу лазера, при этом место крепления штуцера к корпусу выбрано таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов и вблизи внутренней огневой стенки, в которой установлен штуцер, при этом зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии от огневого днища смесительной головки и от внутренней огневой стенки, которое определяется экспериментально на модельных установках. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многократность воспламенения топливной смеси в камере двигателя или газогенераторе. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива.

Предшествующий уровень техники

Известно изобретение (см. патент RU №2348828, МПК F02K 9/95, 2009 г.), в котором предложен ракетный двигатель малой тяги (РДМТ), содержащий камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов топлива. В смесительную головку двигателя подают жидкое горючее и затем газообразный окислитель. Весь расход горючего и большая часть расхода окислителя поступают в тангенциальные каналы, где смешиваются с образованием пусковой порции смеси с избытком горючего. Образовавшуюся топливную смесь закручивают и подают одновременно в камеру сгорания и в предкамеру. В предкамеру по отдельному каналу одновременно подают остальную часть расхода окислителя. Поступившую в предкамеру смесь компонентов топлива смешивают с окислителем до образования оптимального для воспламенения состава и воспламеняют. Образовавшийся факел продуктов сгорания поджигает топливную смесь в камере сгорания, и двигатель запускается.

К недостаткам этих устройств относятся обязательное наличие предкамер, что усложняет их конструкцию, увеличивает массу и габариты. Кроме того, эти устройства имеют дополнительные каналы подачи окислителя в предкамеры. Они требуют настройки специальной системы регулирования при запуске двигателя.

Известно также изобретение (см. патент RU №2477383, МПК F02K 9/95, 2013 г.), в котором описан способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги, включающий подачу расхода горючего и большей части расхода окислителя в область основного горения, подачу меньшей части расхода окислителя в область начального воспламенения, воспламенение топливной смеси в области начального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения, при этом весь расход горючего подают в область основного горения, из которой малую часть расхода горючего подают в область начального воспламенения, при этом окислитель подают не раньше горючего. Воспламенение компонентов топлива в этой конструкции осуществляется с помощью электрической свечи.

Использование в качестве источника воспламенения компонентов топлива электрической свечи снижает надежность работы двигателя при многократных включениях из-за загрязнения свечи продуктами неполного сгорания. Применение предкамеры в двигателе увеличивает его массу и габариты.

Известен способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя (см. патент RU №2326263, МПК F02K 9/95, 2008 г.), согласно которому воспламенение компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя осуществляется в предкамере с получением факела продуктов сгорания, воспламеняющих основной расход компонентов топлива. Воспламенение смеси компонентов осуществляют путем фокусировки лазерной энергии с образованием оптического пробоя. Подачу компонентов топлива и подачу лазерной энергии осуществляют таким образом, чтобы соотношение компонентов топлива в области фокусировки лазерной энергии было оптимальным для воспламенения. Устройство для осуществления этого способа содержит корпус с каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, устройство подачи энергии и реакционную полость. В качестве устройства подачи энергии используется лазерная свеча, снабженная фокусирующей линзой и установленная в корпусе устройства соосно и с зазором относительно канала транспортировки продуктов сгорания. Выходной торец лазерной свечи и входной торец канала транспортировки образуют реакционную полость. Вход лазерной свечи оптически соединен по световоду с выходом лазера, В другом варианте устройства вблизи выходного торца лазерной свечи расположена мишень. В еще одном варианте устройства для транспортировки излучения в реакционную полость используется оптическое волокно. В этом варианте устройство выполнено без фокусирующей линзы.

Недостатком такого технического решения является то, что мишень расположена в потоке воспламеняющейся топливной смеси, что снижает ресурс работы устройства. Кроме того, продукты сгорания в результате излучения лазера могут нарушить его оптическую систему.

Известно также изобретение (см. патент RU №2400644, МПК F02K 9/95, 2010 г.), в котором предложен ракетный двигатель, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, включающий камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и тангенциальными каналами для подачи топливной смеси в камеру сгорания с полостью закрутки и устройство воспламенения топливной смеси, согласно изобретению устройством воспламенения топливной смеси служит источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, герметично установленным непосредственно на смесительную головку, при этом лазерный луч направлен в осевой канал - зону первоначального воспламенения компонентов в точку фокусировки на поверхности осевого канала либо в объеме топливной смеси. Способ запуска ракетного двигателя малой тяги, включающий подачу горючего и окислителя в зону смешения компонентов с последующей закруткой и воспламенением образовавшейся топливной смеси, при этом весь расход окислителя и горючего подают одновременно в зону смешения компонентов с образованием топливной смеси, полученную смесь закручивают и подают одновременно в область основного горения и зону первоначального воспламенения компонентов топлива - в осевой канал, где полученную смесь воспламеняют путем фокусировки лазерного излучения в область оптического пробоя на поверхности осевого канала либо в объеме топливной смеси.

К недостаткам этих устройств относятся обязательное наличие предкамер и выполнение в смесительной головке камеры сгорания тангенциальных каналов, в которых происходит смешение и закрутка топливной смеси, что усложняет конструкцию двигателя, увеличивает его массу и габариты.

Известно также изобретение (см. патент RU №2451818, МПК F02K 9/95, 2012 г.), в котором приведены три конструкции предкамер, работающие как на жидких, так и на газообразных компонентах ракетных топлив, воспламеняющихся с помощью лазерной свечи. В первом варианте конструкции лазерное устройство воспламенения компонентов топлива содержит корпус с газоводом - каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, установленную в корпусе устройства несоосно газоводу, при этом реакционная полость расположена в газоводе, а лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем. Второй вариант отличается от первого тем, что часть одного из компонентов топлива подается на охлаждение газовода и выбрасывается в камеру сгорания.

Применение предкамер для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ЖРД усложняет его конструкцию, увеличивает массу и габариты.

Прототипом предлагаемого изобретения является техническое решение, приведенное в патенте RU №2468240, МПК F02K 9/95, 2012 г., в котором приведена камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов, содержащая корпус камеры с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов топлива и лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем. Узел может быть герметично установлен непосредственно на смесительную головку или на боковую поверхность камеры сгорания. Кроме того, устройство снабжено дополнительно, по крайней мере, одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, а также мишенью, устанавливаемой в камере сгорания в области фокусировки лазерного излучения. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива основан на подаче компонентов топлива и воспламенении топливной смеси путем подачи лазерного излучения и его фокусировки в область оптического пробоя, при этом весь расход окислителя и горючего подают непосредственно в зону горения, где осуществляют их воспламенение при соотношении компонентов, достаточном для воспламенения топливной смеси.

Установка мишени в объеме камеры сгорания не обеспечит многократный запуск двигателя, т.к. в процессе его работы мишень сгорит.

Кроме того, из описания изобретения не понятно, на какую внутреннюю огневую стенку фокусируют луч лазера - вблизи стенки, в которой установлена лазерная свеча, или противоположной стенки.

Раскрытие изобретения

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является обеспечение надежного и многократного воспламенения компонентов топлива в камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с помощью источника лазерного излучения.

Эта задача решена за счет того, что в камере жидкостного ракетного двигателя или газогенератора, содержащей силовой корпус, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными на огневом днище, камеру сгорания с соплом, при этом корпус камеры имеет внешнюю силовую оболочку и внутреннюю огневую стенку, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения, и лазерное устройство для воспламенения компонентов топлива, при этом лазерное устройство включает штуцер, герметично установленный в отверстии, выполненном в стенке силового корпуса на ее боковой поверхности, и свечу лазера, при этом место крепления штуцера к корпусу выбрано таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов и вблизи внутренней огневой стенки, в которой установлен штуцер, при этом зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии от огневого днища смесительной головки и от внутренней огневой стенки, которое определяется экспериментально на модельных установках.

Другими отличиями являются:

- штуцер выполнен из двух цилиндрических оболочек - внешней стальной и внутренней из высокотеплопроводного материала, герметично соединенных между собой;

- соединение концевого участка внутренней оболочки штуцера с внутренней огневой стенкой корпуса камеры выполнено сваркой, а внешняя силовая оболочка также приварена к внешней силовой оболочке корпуса камеры;

- внутренняя оболочка штуцера выполнена из меди или ее сплавов, силовая оболочка - из нержавеющей стали;

- внешняя и внутренняя оболочки штуцера соединены между собой пайкой;

- в торце внутренней оболочки штуцера в верхней ее части выполнена проточка, в которой установлено оптическое стекло.

На боковой поверхности силового корпуса установлено несколько штуцеров с лазерными свечами.

Технический результат состоит в повышении надежности воспламенения компонентов топлива в камере ЖРД или в камере газогенератора при многократных включениях.

Перечень рисунков

На фиг. 1 представлено продольное сечение камеры двигателя. На фиг. 2 представлено сечение штуцера, в полости которого предполагается разместить свечу лазера и его крепление на боковой стенке корпуса камеры.

Пример осуществления изобретения

Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора (фиг. 1) содержит силовой корпус 1, смесительную головку 2 с форсунками окислителя 3 и горючего 4, закрепленными на огневом днище 5, камеру сгорания 6 с соплом 7. Силовой корпус 1 камеры имеет внешнюю силовую оболочку 8 и внутреннюю огневую стенку 9, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения 10, и лазерное устройство 11 для воспламенения компонентов топлива. Лазерное устройство включает штуцер 12 (фиг. 2), герметично установленный в отверстии 13, выполненном в стенке силового корпуса 1 на ее боковой поверхности 14, и свечу лазера (не показано). Штуцер 12 вставлен в отверстие 13 корпуса таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов в точке оптического пробоя Т и вблизи внутренней огневой стенки 9, в которой установлен штуцер 12. Зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии L от огневого днища смесительной головки 2 и на расстоянии Н от внутренней огневой стенки 9, которое определяется экспериментально на модельных установках. Для двигателей повышенной тяги количество штуцеров с лазерными свечами может быть увеличено.

Штуцер (фиг. 2) выполнен из двух цилиндрических оболочек - внешней стальной 15 и внутренней 16 - из высокотеплопроводного материала, герметично соединенных между собой

по цилиндрическим поверхностям. Концевой участок 17 внутренней оболочки 16 выступает над торцом 18 внешней оболочки 15 и имеет кольцевую проточку 19, которая при установке штуцера в отверстие силового корпуса камеры соединялась бы с каналами регенеративного охлаждения 10. Выполнение кольцевой проточки на кольцевом участке внутренней оболочки штуцера и соединение ее с каналами регенеративного охлаждения позволяет снизить подвод тепла к лазерной свече. Соединение концевого участка внутренней оболочки штуцера с внутренней огневой стенкой корпуса камеры выполнено сваркой, а внешняя силовая оболочка также приварена к внешней силовой оболочке корпуса камеры.

Внутренняя оболочка штуцера выполнена из меди или ее сплавов, силовая оболочка - из нержавеющей стали, при этом внешняя 15 и внутренняя 16 оболочки штуцера соединены между собой пайкой. В торце внутренней оболочки штуцера в верхней ее части выполнена проточка 20, в которой установлено оптическое стекло 21. Это стекло предотвращает попадание плазмы от лазерной вспышки в лазерную свечу и предотвращает выход наружу топливной смеси из камеры.

Для воспламенения компонентов топлива в камере (газогенераторе) двигателя могут быть применены мощные лазеры с энергией импульсов порядка 100 µДж.

Установка штуцеров с лазерными свечами на боковой поверхности силового корпуса и фокусировка лазерного луча в зоне обратных токов вблизи внутренней огневой стенки камеры сгорания, в которой установлен штуцер, позволяют осуществить надежное и многократное воспламенение топливной смеси в камере (газогенераторе) двигателя.

Работа устройства

При запуске двигателя горючее из тракта регенеративного охлаждения 10 поступает в смесительную головку 2, а из нее через форсунки горючего 4 вводится в огневую полость камеры сгорания. Окислитель из смесительной головки 2 попадает в огневую полость через форсунки окислителя 3. В соответствии с программой запуска включается лазер, и его сфокусированный луч, пройдя оптическое стекло 21 и полость штуцера 12, вызывает оптический пробой в зоне обратных токов (в точке Т), при этом образуется плазма оптической искры, которая воспламеняет топливную смесь, находящуюся в зоне обратных токов. В результате этого происходит воспламенение компонентов топлива во всем объеме камеры сгорания, повышается давление и обеспечивается выход двигателя на режим. После этого лазер отключается.

Промышленное применение

Предлагаемое изобретение может найти применение в ракетных двигателях для надежного и многократного воспламенения топливной смеси в камере двигателя или газогенераторе. Кроме того, это изобретение найдет применение в стендовых установках при отработке систем зажигания топливных смесей лазерным лучем.

1. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора, содержащая силовой корпус, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными на огневом днище, камеру сгорания с соплом, при этом корпус камеры имеет внешнюю силовую оболочку и внутреннюю огневую стенку, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения, и лазерное устройство для воспламенения компонентов топлива, отличающаяся тем, что лазерное устройство включает штуцер, герметично установленный в отверстии, выполненном в стенке силового корпуса на ее боковой поверхности, и свечу лазера, при этом место крепления штуцера к корпусу выбрано таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов и вблизи внутренней огневой стенки, в которой установлен штуцер, при этом зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии от огневого днища смесительной головки и от внутренней огневой стенки, которое определяется экспериментально на модельных установках.

2. Камера ЖРД или газогенератора по п.1, отличающаяся тем, что штуцер выполнен из двух цилиндрических оболочек - внешней стальной и внутренней из высокотеплопроводного материала, герметично соединенных между собой по цилиндрическим поверхностям, при этом концевой участок внутренней оболочки выступает над торцом внешней оболочки и имеет кольцевую проточку, которая при установке штуцера в отверстие силового корпуса камеры соединялась с каналами регенеративного охлаждения.

3. Камера ЖРД или газогенератора по п.1, отличающаяся тем, что соединение концевого участка внутренней оболочки штуцера с внутренней огневой стенкой корпуса камеры выполнено сваркой, а внешняя силовая оболочка также приварена к внешней силовой оболочке корпуса камеры.

4. Камера ЖРД или газогенератора по п.1, отличающаяся тем, что внутренняя оболочка штуцера выполнена из меди или ее сплавов, силовая оболочка - из нержавеющей стали.

5. Камера ЖРД или газогенератора по п.1, отличающаяся тем, что внешняя и внутренняя оболочки штуцера соединены между собой пайкой.

6. Камера ЖРД или газогенератора по п.1, отличающаяся тем, что в торце внутренней оболочки штуцера в верхней ее части выполнена проточка, в которой установлено оптическое стекло.

7. Камера ЖРД или газогенератора по п.1, отличающаяся тем, что на боковой поверхности силового корпуса камеры (газогенератора) установлено несколько штуцеров с лазерными свечами.



 

Похожие патенты:

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 относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.

Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для воспламенителя многошашечного заряда всестороннего горения.

При получении многослойной ленты для тепловыделяющего элемента перемешивают порошки исходных компонентов экзотермической смеси и активируют указанную смесь в механоактиваторе в течение 4,5-10 минут при центробежном ускорении движения шаров от 30 до 90 g и соотношении массы смеси к массе шаров 1:20-40.

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю. Ускоритель с соплом и акустический резонатор размещены в форкамере соосно и напротив друг друга с поперечным зазором. Воспламенитель также содержит камеру дожигания с головкой на входе и соплом на выходе, установленную на одной оси последовательно за ускорителем и форкамерой и соединенную с ними гидравлически. Выходное отверстие форкамеры выполнено в виде центрального сквозного отверстия в головке и сообщается с проточным трактом через сопло камеры дожигания. Головка снабжена кольцевым коллектором с форсунками, обращенными в сторону сопла камеры. Магистраль горючего после регулирующего клапана на входе сообщается с ускорителем и дополнительно с кольцевым коллектором головки через пневматические регулирующие клапаны. Полость форкамеры соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к ускорителю. Полость проточного тракта соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к кольцевому коллектору головки камеры дожигания. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения топливной смеси, исключить возможность прогара воспламенителя за счет перегрева конструкции, сократить время задержки воспламенения топливной смеси, расширить номенклатуру воспламеняемых газообразных компонентов и повысить надежность работы воспламенителя. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

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.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами. Изобретение обеспечивает повышение надежности воспламенения за счет использования газифицированных в охлаждающем тракте камеры двигателя компонентов топлива для поджига компонентов топлива в запальном устройстве камеры. 1 ил.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, например для ЖРД с многократным включением в полете. В способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника согласно изобретению фокусирование лазерного луча осуществляют одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью компонентов топлива полости по крайней мере одной форсунки многофорсуночной смесительной головки с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки. Способ реализуется в устройстве лазерного воспламенения, содержащем лазер с узлом накачки, оптический световод, фокусирующую линзу, установленную в корпусе, согласно изобретению внутренняя полость корпуса с фокусирующей линзой соединена с полостью смесительной головки. Изобретение обеспечивает воспламенение компонентов топлива лазерной системой сначала в полости одной или нескольких форсунок смесительной головки, а далее во всем объеме камеры сгорания, что повышает надежность воспламенения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием. Цилиндрическая оболочка имеет плоское донышко с одной стороны и свободный торец с внутренней резьбой с другой. Свободный торец закрыт съемным колпачком куполообразной формы с сопловыми отверстиями при вершине и опорно-защитной решеткой во внутренней полости. Резьбовая часть колпачка выполнена в виде втулки, соединенной с колпачком посредством клея и имеющей послойное армирование тканью перпендикулярно оси резьбы. Колпачок выполнен полностью армированным из ткани с отбортовкой и с резьбой на ней, являющейся продолжением резьбы втулки. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенителя заряда твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к автономным источникам сжатого газа, а именно к низкотемпературным генераторам чистого азота при сжигании пиротехнических зарядов. Аккумулятор давления содержит сферический корпус, внутри которого на опоре цилиндрической перфорированной гильзы, закрытой запальной крышкой, установлен с гарантированным кольцевым зазором функциональный заряд в форме канальной пиротехнической шашки, а также соосный инициирующий пиропатрон и выпускное сопло, перекрытое мембраной и фильтром. Инициирующий пиропатрон оснащен предохранителем, выполненным в виде шиберной заслонки, управляемой от электровоспламенителя. Пиропатрон сообщается с функциональным зарядом через пиротехнический затвор. Электровоспламенитель предохранителя через цепь временной задержки связан с инициирующим пиропатроном. Пиротехническая шашка функционального заряда смонтирована на опоре гильзы посредством демпфирующей платформы. Изобретение позволяет повысить надежность аккумулятора давления. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к ракетным двигателям снарядов, запускаемых из ствола орудия или миномета. Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда содержит камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, инициатор и сопловую заглушку. В критическом сечении сопла установлена прорывная мембрана. Заглушка состоит из основания, крышки и закрепленного на основании полого цилиндрического стакана с перфорированным дном со стороны мембраны, установленной в критическом сечении сопла. В основании заглушки и дне стакана выполнены соосные отверстия, в которых установлен шток с возможностью его продольного перемещения. Шток имеет заостренный наконечник со стороны мембраны, коническое утолщение со стороны основания заглушки, сопряженное с конической выемкой в основании, и срезаемый фланец, зажатый между основанием и крышкой заглушки. На штоке внутри стакана закреплена консоль, а между дном стакана и консолью установлена цилиндрическая пружина, охватывающая шток. Пиротехнический инициатор состоит из навески основного воспламенителя, размещенной между дном стакана и мембраной, и не менее двух каплюлей-воспламенителей, установленных на основании заглушки и сопряженных с ударниками, закрепленными на консоли. Крышка сопловой заглушки расположена в выходном сечении сопла и закреплена при помощи завальцовки с его внешней стороны, а в центральной части крышки выполнено отверстие, диаметр которого равен диаметру конического утолщения штока. Величина свободного объема камеры сгорания определяется алгебраическим выражением, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить надежное автономное воспламенение заряда твердого топлива, не зависящее от воздействия пороховых газов метательного заряда и сброса давления при вылете сопловой заглушки. 4 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения. Время замыкания цепи и значение ускорения, при котором замыкается цепь вторым инерционным замыкателем, меньше соответствующих значений первого инерционного замыкателя. Для реализации данного способа используется инерционное замыкающее устройство, обеспечивающее замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя под действием стартового ускорения, содержащее два инерционных замыкателя. Инерционные замыкатели расположены в одном корпусе с двумя параллельными каналами, в которых установлены два подвижных инерционных груза-контакта, каждый из которых взаимодействует с пружиной и имеет возможность взаимодействия со своей парой неподвижных контактов при перемещении под действием стартового ускорения на величину хода за время t1 и t2 соответственно. Массы грузов-контактов и жесткость пружин подобраны таким образом, что выполняется соотношение t2/t1>1,2. Группа изобретений позволяет повысить безопасность снаряда при его эксплуатации и боевом применении за счет исключения замыкания электрической цепи электровоспламенителя при ускорениях, возникающих при падении изделия. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. В соответствии с изобретением воспламенитель содержит подающий элемент (21) для подачи первого ракетного топлива (А), подающий элемент (31) для подачи второго ракетного топлива (В), подающий элемент (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, первый буферный бак (22), второй буферный бак (32), первое переключающее устройство (50), второе переключающее устройство (60) и факелообразующую камеру (10) сгорания; расположенное ниже по потоку отверстие из первого буферного бака (22) и расположенное ниже по потоку отверстие из второго буферного бака (32) - оба открываются в камеру (10) сгорания; первое переключающее устройство (50) и второе переключающее устройство (60) выполнены таким образом, чтобы соответственно соединять расположенное выше по потоку отверстие первого буферного бака (22) либо с подающим элементом (21) для подачи первого ракетного топлива (А), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, и чтобы соединять расположенное выше по потоку отверстие второго буферного бака (32) либо с подающим элементом (31) для подачи второго ракетного топлива (В), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления. Изобретение обеспечивает запуск ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержит запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов. Изобретение обеспечивает повышение надежности поджига компонентов топлива в камерах сгорания ЖРД больших тяг, а также сокращает трудоемкость и время на проведение технического обслуживания камеры сгорания и запальных устройств. 2 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-07-10 2015-07-10T11:45:25
Наверх