Камера сгорания безгенераторного жрд

Авторы патента:

Хрисанфов Сергей Петрович (RU)

Горохов Виктор Дмитриевич (RU)

Ефремов Юрий Александрович (RU)

F23R3/52 - тороидальные камеры сгорания

F23R3/42 - отличающиеся расположением или формой жаровых труб или камер сгорания

F02K9/64 - с устройствами для охлаждения

F02K9/62 - камеры сгорания

Владельцы патента RU 2638420:

Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим по безгенераторной схеме. Камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, при этом камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры жестко соединена наружным выпуклым и внутренним изогнутым корпусами поворотного устройства с блоком камеры и сверхзвуковым соплом, и тракт охлаждения кольцевой камеры сгорания соединяется трактом охлаждения в изогнутом внутреннем корпусе поворотного устройства с трактом охлаждения блока камеры со сверхзвуковым соплом, а трактом охлаждения в наружном выпуклом днище и магистралью тракт охлаждения кольцевой камеры соединяется с магистралью на выходе из сверхзвукового сопла. Изобретение обеспечивает уменьшение линейного размера двигателя, получение дополнительного набора тепла для повышения энергетических характеристик двигателя и снижает в охлаждающем тракте двигателя гидравлическое сопротивление. 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим по безгенераторной схеме.

В настоящее время получили распространение ЖРД, работающие по безгенераторной схеме. Преимуществом этих двигателей по сравнению с традиционными двигателями с генератором является простота конструкции и надежность запуска двигателя в космосе.

Известна кольцевая камера ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, изложенная в патенте на изобретение №2151318 от 14.10.1992 г.

По этому патенту кольцевая камера сгорания, расположенная внутри сопла, образует кольцевое критическое сечение малой величины, выдержать которое в исходном состоянии постоянным по кольцу не представляется возможным. При этом неравномерность площади критического сечения по кольцу создает существенную неравномерность тяги по оси двигателя.

Кроме того, при работе двигателя за счет термических нагрузок величина критического сечения будет значительно меняться в процессе работы двигателя, и учесть эти изменения не представляется возможным.

Известна камера сгорания РД0146, работающего по безгенераторной схеме, описанная в статье Дукиной Н.А., Лобова С.Д., Орлова В.А., Рачука B.C., Рубинского В.Р. «Создание камеры кислородно-водородного двигателя РД0146, выполненного по безгенераторной схеме» и доложенной на конференции по созданию ЖРД в г. Льеже (Бельгия) в 2003 г., принятая за прототип.

В представленной конструкции смесительная головка с магистралью подвода, камера сгорания и сверхзвуковое сопло расположены по продольной оси двигателя.

Для обеспечения эффективной работы двигателя по безгенераторной схеме для набора тепла требуется существенное увеличение длины дозвуковой части камеры сгорания (~ 600÷800 мм в зависимости от параметров двигателя). Это приводит к увеличению линейного размера двигателя и, как правило, к увеличению размеров ракеты. Кроме того, с увеличением длины дозвуковой части камеры сгорания увеличивается и гидравлическое сопротивление тракта охлаждения.

Эти недостатки устраняются настоящим изобретением, которое решает техническую задачу набора тепла для повышения энергетических характеристик двигателя, снижение в охлаждающем тракте его гидравлического сопротивления за счет развитой поверхности в выпуклом корпусе, уменьшение продольного размера двигателя и устраняет указанные недостатки прототипов.

Поставленная задача решается тем, что камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры жестко соединена наружным выпуклым и внутренним изогнутым корпусами поворотного устройства с блоком камеры и сверхзвуковым соплом, и тракт охлаждения кольцевой камеры сгорания соединяется трактом охлаждения в изогнутом внутреннем корпусе поворотного устройства с трактом охлаждения блока камеры со сверхзвуковым соплом, а трактом охлаждения в наружном выпуклом днище и магистралью тракт охлаждения кольцевой камеры соединяется с магистралью на выходе из сверхзвукового сопла.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2 и 3.

Камера сгорания ЖРД (фиг. 1) включает в себя:

- кольцевую камеру сгорания 1 с подводом горючего из магистрали 2 и окислителя из магистрали 3, магистраль подвода горючего на охлаждение камеры сгорания 4, тракт охлаждения камеры сгорания 5;

- поворотное устройство 6 с наружным выпуклым корпусом 7, и трактом охлаждения 8; внутренний изогнутый корпус 9 с трактом охлаждения 10;

- блок камеры 11 со сверхзвуковым соплом 12 и трактом охлаждения 13;

- магистраль 14 на выходе из сверхзвукового сопла 12;

- магистраль 15, соединяющую тракт охлаждения 5 кольцевой камеры сгорания с магистралью на выходе из сопла 14.

На фиг. 2 показаны фрагменты сварных соединений кольцевой камеры сгорания 1 с наружным выпуклым корпусом 7 поворотного устройства 6.

На фиг. 3 показаны фрагменты сварных соединений кольцевой камеры сгорания 1 с внутренним изогнутым корпусом 9 поворотного устройства 6.

Камера сгорания работает следующим образом.

По соответствующим командам подается горючее из магистрали 2 в головку и на охлаждение камеры из магистрали 4, из магистрали 3 окислитель поступает в головку. В кольцевой камере сгорания 1 происходит поджиг компонентов топлива и продукты сгорания из газовой полости кольцевой камеры через поворотное устройство 6 поступают в блок камеры сгорания 11 и через критическое сечение попадают в сверхзвуковое сопло 12 для расширения и создания тяги двигателя.

Горючее из магистрали 4, пройдя по тракту охлаждения 5 кольцевой камеры сгорания 1, разделяется на два потока. Основная часть горючего поступает через тракт охлаждения 10 изогнутого днища 9 в охлаждающий тракт 13 блока камеры 11 и через тракт охлаждения сверхзвукового сопла 12 попадает в выходную магистраль 14.

Другая часть горючего через тракт охлаждения 8 в выпуклом корпусе 7 поворотного устройства 6 и магистраль 15 попадает в выходную магистраль 14.

В результате охлаждения развитой поверхности камеры сгорания 4 после смешения потоков горючего в выходной магистрали 14 реализуется поток с повышенным теплосодержанием, который в дальнейшем поступает на турбину. Наличие развитой поверхности охлаждения в выпуклом корпусе снижает гидравлическое сопротивление.

Предложенное техническое решение уменьшает линейный размер двигателя, обеспечивает получение дополнительного набора тепла для повышения энергетических характеристик двигателя и снижает в охлаждающем тракте двигателя гидравлическое сопротивление.

Камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры соединена наружным выпуклым и внутренним изогнутым корпусами поворотного устройства с блоком камеры и сверхзвуковым соплом, и тракт охлаждения кольцевой камеры сгорания соединяется трактом охлаждения в изогнутом внутреннем корпусе поворотного устройства с трактом охлаждения блока камеры со сверхзвуковым соплом, а трактом охлаждения в наружном выпуклом днище и магистралью тракт охлаждения кольцевой камеры соединяется с магистралью на выходе из сверхзвукового сопла.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство.

Последовательное сгорание со смесителем разбавляющего газа // 2627759

Изобретение относится к энергетике. Последовательное сжигающее устройство (104), содержащее первую горелку (112), первую камеру (101) сгорания, смеситель для примешивания разбавляющего газа к горячим газам, выходящим из первой камеры (101) сгорания при работе, вторую горелку (113) и вторую камеру (102) сгорания, расположенную последовательно в соединении по потоку текучей среды.

Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины // 2562132

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором.

Камера сгорания газовой турбины с монтажным приспособлением для резонаторов гельмгольца // 2561361

Жаровая труба камеры сгорания содержит кольцевую внутреннюю жаровую трубу, кольцевую наружную жаровую трубу, по меньшей мере, один резонатор, горловину и уплотнительное кольцо.

Корпус камеры сгорания и оборудованная им газовая турбина // 2544400

Изобретение относится к энергетике. Корпус камеры сгорания газовой турбины, содержащий жаровую трубу и обсадную трубу, которая охватывает жаровую трубу и которая в своей стенке имеет множество сквозных отверстий, через которые натекающий снаружи на обсадную трубу воздух может проникать радиально в образованное между обсадной трубой и жаровой трубой промежуточное пространство.

Наномолекулярный твердотельный электродинамический движитель // 2535593

Изобретение относится к способам и устройствам, которые вызывают движение текучей среды. Устройство, выполненное с возможностью приводить в движение газ, содержащее: по меньшей мере, первый слой и второй слой, скомпонованные в стопку, и средство для нагрева и/или охлаждения первого и второго слоев для образования горячего слоя и холодного слоя, в котором холодный слой имеет более низкую температуру, чем горячий слой; и по меньшей мере, одно сквозное отверстие в стопке, в котором: поверхность каждого горячего слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и поверхность каждого холодного слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и в котором: общая длина сквозного отверстия составляет до 10-ти средних длин свободного пробега газа, в которое погружено устройство, и/или не больше, чем 1500 нм.

Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха // 2484377

Камера сгорания предварительного смешения газотурбинной установки // 2451881

Изобретение относится к области энергетического, транспортного, химического машиностроения и может быть использовано в газотурбинных установках (ГТУ). .

Способ зажигания потока горючей смеси и устройство для его осуществления (варианты) // 2447368

Изобретение относится к способам и устройствам для воспламенения топлива и может быть использовано для зажигания скоростных потоков горючих смесей в различных технологических устройствах и энергетических установках, в частности в импульсно-детонационных двигателях летательных аппаратов.

Способ изготовления камеры сгорания // 2426032

Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя // 2614902

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную стальную оболочку и внутреннюю оболочку из медного сплава с размещенными в ней каналами охлаждающего тракта с турбулизирующими выступающими элементами на поверхностях каждого из каналов, минимально удаленных от продольной оси оболочки, согласно изобретению каналы охлаждающего тракта, размещенные в толщине внутренней оболочки, сформированной по аддитивной технологии методом селективного лазерного сплавления, выполнены закрытыми, и дополнительно на поверхностях каждого из каналов, максимально удаленных от продольной оси оболочки, также выполнены турбулизирующие выступающие элементы в форме треугольника, большая из сторон которого обращена к входу канала, а меньшая - к выходу канала.

Камера жидкостного ракетного двигателя // 2610624

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгазогенераторных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенных компонентах топлива.

Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива // 2603303

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а более конкретно к реактивной двигательной установке (1), в которой первый топливный контур (6) для подачи первого компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый регенеративный теплообменник (10) и турбину (8a) первого турбонасоса (8), а второй топливный контур (7) для подачи второго компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй регенеративный теплообменник (11) и турбину (9a) второго турбонасоса (9).

Способ повышения прочности тракта охлаждения теплонапряженных конструкций // 2581508

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками.

Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя // 2572036

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

Способ изготовления тракта охлаждения теплонапряженных конструкций // 2572034

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем и способ функционирования двигателя // 2565131

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и предназначено для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего в отдельном корпусе, камеру дожигания и сопло.

Жидкостный ракетный двигатель // 2556091

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания.

Жидкостный ракетный двигатель // 2555422

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты питания и регулирования.

Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя // 2555419

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения при создании жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, преимущественно кислороде и водороде.

Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежными форсунками // 2628143

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.