Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя

Авторы патента:

Космачева Валентина Петровна (RU)

Кафарена Павел Викторович (RU)

Хрисанфов Сергей Петрович (RU)

Братухин Николай Александрович (RU)

F02K9/52 - распылительные головки (вообще B05B)

Владельцы патента RU 2649173:

Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостному ракетному двигателю, работающему на двухкомпонентном топливе. Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя, работающего по схеме с дожиганием генераторного газа, содержит подвод генераторного газа, корпус, имеющий каналы для подачи жидкого компонента в полость смесительных элементов, смесительные элементы, состоящие из концентрически соединенных между собой колец, на выходе из которых выполнены наклонные отверстия, соединенные с полостью подвода генераторного газа, поступающего через отверстия в корпусе, отверстие в центре для расположения запального устройства, при этом корпус со смесительными элементами представляют собой единую цельную конструкцию, изготовленную методом послойного порошкового лазерного спекания гранул, с постоянным по площади трактом для поступления компонента топлива. Изобретение обеспечивает снижение трудоемкости и оснащаемости, исключение операции пайки сварки и фрезеровки и повышение надежности смесительной головки. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД), работающему на двухкомпонентном топливе.

Известна конструкция смесительной головки камеры ЖРД, содержащая корпус, огневое днище и смесительные элементы, расположенные по концентрическим окружностям (патент РФ №2127820 от 13.08.1997 г.).

Известна конструкция смесительной головки камеры сгорания ЖРД (патент РФ №2170841 С1 от 15.11.1999 г.), принятая за прототип. В данной конструкции смесительные элементы выполнены в виде концентрических колец.

Недостатком данной конструкции является:

- сложность изготовления (около 160 сборочных единиц и деталей);

- высокая трудоемкость и оснащаемость;

- выполнение пайки и сварки;

- проведение большого количества испытаний;

- увеличенное сопротивление из-за больших гидравлических потерь на входе и выходе по проточной части головки.

Данное изобретение устраняет указанные недостатки прототипа за счет применения технологии лазерного спекания гранул, которая позволяет изготовить цельную конструкцию смесительной головки.

Поставленная техническая задача решается с помощью смесительной головки камеры жидкостного ракетного двигателя, работающего по схеме с дожиганием генераторного газа, содержащей подвод генераторного газа, корпус, имеющий каналы для подачи жидкого компонента в полость смесительных элементов, смесительные элементы, состоящие из концентрически соединенных между собой колец, на выходе из которых выполнены наклонные отверстия, соединенные с полостью подвода генераторного газа, поступающего через отверстия в корпусе, отверстие в центре для расположения запального устройства, согласно изобретению корпус со смесительными элементами представляют собой единую цельную конструкцию, изготовленную методом послойного порошкового лазерного спекания гранул, с постоянным по площади трактом для поступления компонента топлива.

Такое исполнение конструкции позволяет уйти от сложных и трудоемких операций, существенно снижает сроки изготовления и повышает надежность работы смесительной головки камеры ЖРД. Кроме того, с постоянной площадью (из-за исключения входных и выходных потерь) позволяет понизить гидравлическое сопротивление на головке и повысить ее эффективность.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3, 4.

На фиг. 1 показана смесительная головка камеры, выполненная методом послойного порошкового лазерного спекания гранул. Смесительная головка включает в себя внутреннюю корпус 1, смесительные элементы 2, отверстия для подачи генераторного газа 3 в кольцевую полость 4, каналы для подачи жидкого компонента 5 в кольцевую полость 6, отверстие 7 для установки запального устройства. Вся конструкция представляет собой единую твердотельную деталь без пайки и сварки.

На фиг. 2 показан вид со стороны смесительных элементов 2. На виде представлена конструкция расположения отверстий подвода генераторного газа 3 относительно каналов подачи жидкого компонента 5.

На фиг. 3 представлен вид, на котором показана форма подводных каналов жидкого компонента 5.

На фиг.4 показан фрагмент смесительного элемента 2 с расположенными в нем наклонными отверстиями 8, через которые из полости 6 жидкий компонент попадает в полость 4 генераторного газа.

Смесительная головка работает следующим образом.

Генераторный газ после турбины поступает в газовод (не показан) и через отверстия 3 в корпусе 1 подается в кольцевые полости 4.

Жидкий компонент поступает в смесительную головку из входного коллектора (не показан) и через подводные каналы 5, соединенные со смесительными элементами 2 поступает в кольцевую полость 6. После этого жидкий компонент через наклонные отверстия 8 поступает на выходе в кольцевую полость 4 генераторного газа, где происходит их смешение и воспламенение от запального устройства (не показан), установленного в отверстие 7.

Таким образом, изготовление смесительной головки методом послойного порошкового лазерного спекания гранул позволяет снизить трудоемкость и оснащаемость, исключить операции пайки, сварки и фрезеровки, а также существенно снизить гидравлическое сопротивление и сроки изготовления и повысить надежность работы смесительной головки камеры ЖРД.

Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя, работающего по схеме с дожиганием генераторного газа, содержащая подвод генераторного газа, корпус, имеющий каналы для подачи жидкого компонента в полость смесительных элементов, смесительные элементы, состоящие из концентрически соединенных между собой колец, на выходе из которых выполнены наклонные отверстия, соединенные с полостью подвода генераторного газа, поступающего через отверстия в корпусе, отверстие в центре для расположения запального устройства, отличающаяся тем, что корпус со смесительными элементами представляют собой единую цельную конструкцию, изготовленную методом послойного порошкового лазерного спекания гранул, с постоянным по площади трактом для поступления компонента топлива.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению на камере сгорания установлены друг над другом два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода.

Система и способ для подачи топлива в ракетный двигатель // 2641802

Изобретение относится к области ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4).

Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с форсунками типа струя в сносящем потоке // 2641785

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из свечи зажигания топлива, смесительной головки, обеспечивающей смешение топлива и внутреннее охлаждение стенки камеры сгорания, камеры сгорания и сопла, в смесительной головке двигателя выполнены струйные форсунки типа струя в сносящем потоке кислорода, суммарные векторы потоков которых направлены в плоскости, перпендикулярной оси двигателя, навстречу друг другу.

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги // 2641323

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в конструкции жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ). ЖРДМТ, содержащий камеру 1, смесительную головку с внутренним днищем 2, осевую центробежную форсунку 3, периферийный пояс струйных форсунок 4, кольцевой конический дефлектор 5 между ними, при этом срез 6 центробежной форсунки углублен от выходной кромки 7 образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок 4, полость камеры сгорания 8 над наружной поверхностью 9 дефлектора и полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора и внутренним днищем смесительной головки сообщены между собой каналами 12, которые смещены относительно отверстий форсунки на полшага (α/2).

Камера сгорания жрд, работающего с дожиганием генераторного газа // 2640893

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа. Камера сгорания ЖРД, работающего с дожиганием генераторного газа, содержащая газовод, смесительную головку со смесительными элементами, корпус камеры и магистрали подвода компонентов топлива, согласно изобретению в районе минимального сечения камеры выполнен газовод тороидальной формы, полость которого с помощью оребренного тракта, выполненного на наружной стенке корпуса камеры и наружного днища головки, соединена со смесительными элементами головки.

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.

Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками // 2626189

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ). Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, при этом в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя.

Водородно-кислородный ракетный двигатель малой тяги // 2623610

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

Ракетный двигатель малой тяги (рдмт) с многокаскадной камерой сгорания на газообразных водороде и кислороде // 2615883

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Двигатель содержит свечу зажигания поверхностного разряда 1, разрядную полость 2 свечи зажигания, диафрагму 3, каналы 4, соединяющие разрядную полость 2 свечи зажигания и ступень воспламенения устройства 5 (вторую ступень), первую ступень 6 двигателя с каналами 7 подачи водорода, вторую ступень 5 с каналами 8 подачи кислорода, третью ступень 9 с каналами 10 подачи водорода, четвертую ступень 11 с каналами 12 подачи кислорода и с каналами 13 для подачи кислорода в четвертую ступень 11 с целью охлаждения стенок камеры сгорания, образованной ступенями двигателя, и дозвуковой части сопла 14.

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.