Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги

Изобретение относится к ракетной технике. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, при этом корпус камеры образован концентрическими оболочками с зазорами между ними, которые сообщаются с областями последовательно уменьшающегося давления от внутреннего зазора к наружному. Изобретение обеспечивает уменьшение термических напряжений в корпусе камеры сгорания. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и направлено на обеспечение термостойкости корпуса камеры сгорания ракетного двигателя малой тяги и уменьшение термических напряжений.

В настоящее время имеются и разрабатываются керамические (типа двуокиси циркония) и интерметаллидные материалы, а также композиты на их основе, которые по допустимым температурам и стойкости в окислительной среде превосходят жаропрочные металлические материалы. Однако эти материалы, как правило, обладают малой пластичностью, невысокой прочностью, и при значительной разности температур склонны к трещинообразованию, что затрудняет их использования корпусах камер сгорания ракетного двигателя малой тяги, выполненных в виде монолитной детали.

Известна камера сгорания (патент РФ №2554690) в многослойной конструкции которой температурная и механическая совместимость материалов обеспечивается за счет жестких количественных ограничений на свойства материалов и, следовательно, технологию производства. Так необходимость армировать материал углеволокном не позволяет использовать для его изготовления аддитивные технологии. Наиболее близким аналогом данного изобретения является камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги (патент РФ №2465482), состоящая из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки из жаропрочного материала. К недостаткам данной конструкции можно отнести то, что вставка не защищает наиболее теплонапряженное критическое сечения камеры сгорания и за вставкой имеется уступ по потоку продуктов сгорания, который турбулизирует пристеночный слой, увеличивая тепловой поток. Кроме того, вставка не рассматривается как часть корпуса камеры и она не считается нагруженной давлением в камере.

Целью предлагаемого решения является уменьшение термических напряжений в корпусе камеры сгорания, что позволяет применять для его изготовления более термостойкие, но хрупкие материалы.

Этот результат достигается за счет разделения корпуса камеры на концентрические оболочки, так что толщина каждой оболочки выбирается минимальной - такой, при которой температурный перепад на ней и термические напряжения в ней меньше допустимых для данного материала. При этом перепад давления распределяется между оболочками за счет того зазоры между ними, сообщаются с областями последовательно уменьшающегося давления от внутреннего зазора к наружному, поскольку толщины одной оболочки может быть недостаточно чтобы выдержать давление в камере.

Изобретение поясняется чертежом (см. фиг. 1), на котором изображена камера сгорания. Толщины коаксиальных оболочек, из которых состоит корпус данной камеры, и зазоры между ними утрированы.

Камера сгорания (см. фиг. 1) состоит из форсуночной головки 1 и корпуса камеры 2 с докритической и сверхзвуковой частями сопла, соединение между которыми герметизируется при помощи прокладки 3. Корпус камеры сгорания состоит из коаксиальных оболочек, которые в холодном состоянии расположены с зазорами между собой.

После запуска камеры внутренние оболочки прогреваются до температур, превышающих температуры наружных оболочек, что приводит к большему увеличению диаметра и длины внутренних оболочек по сравнению с наружными. В результате в прогретом состоянии зазоры между оболочками перекрываются и уступы по потоку продуктов сгорания нивелируются. Оболочки могут изготавливаться из одного или различных материалов.

Снижение термических напряжений в оболочках за счет уменьшения их толщины и механических нагрузок от внутреннего давления за счет его разделения между несколькими оболочками позволяет использовать более дешевые и жаропрочные керамические материалы по сравнению с жаропрочными сплавами и, следовательно, повысить энергетические характеристики и снизить стоимость камеры сгорания. Например, использование двуокиси циркония позволяет вместо ниобия позволяет повысить рабочие температуры корпуса камеры с ~1500°С до ~2300°С и, следовательно, повысить удельный импульс на ~100 м/с. При этом двуокись циркония существенно дешевле упоминаемого в патенте РФ №2465482 иридия.

Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, отличающаяся тем, что корпус камеры образован концентрическими оболочками с зазорами между ними, которые сообщаются с областями последовательно уменьшающегося давления от внутреннего зазора к наружному.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам впрыска для ракетных двигателей. Устройство впрыска, камера сгорания и ракетный двигатель содержат основной корпус (21) устройства, разделенный на коллектор (33) горючего и коллектор (34) окислителя, и множество инжекторов (22, 23, 24), размещенных с заданными интервалами в основном корпусе (21) устройства для впрыска горючего и окислителя в жаровую трубу (12), каждый из инжекторов (22А, 22В, 22С, 22D) содержит канал (43а, 43b) LOx, содержащий проксимальный концевой участок, сообщающийся с коллектором (33) окислителя, и дистальный концевой участок, сообщающийся с жаровой трубой (12), ограничитель (45а, 45b), предусмотренный на проксимальном концевом участке канала (43а, 43b) LOx, и канал (47а, 47б) GH2, содержащий проксимальный концевой участок, сообщающийся с коллектором (34) горючего, и дистальный концевой участок, сообщающийся с жаровой трубой (12), при этом ограничители (45а, 45b, 45 с, 45d) имеют разные формы.

Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей. Камера сгорания и ракетный двигатель содержат устройство (11) впрыска, которое впрыскивает окисляющий агент и горючее из поверхности (23) впрыска, жаровую трубу (12), в которой образуется газообразный продукт сгорания путем сжигания окисляющего агента и горючего, впрыскиваемых из устройства (11) впрыска, резонатор (31), соединенный с возможностью сообщения с жаровой трубой (12) через канал (35) связи, и перфорированную пластину (41), выполненную в канале (35) связи.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных двигательных установках (РДУ), работающих на тяжелом углеводородном горючем с системой без дожигания генераторного газа.

Камера жрд // 2681733
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера ЖРД, содержащая корпус, состоящий из цилиндрической части, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, смесительную головку с подводными магистралями компонентов топлива и центральное тело с каналами тракта охлаждения, расположенное в дозвуковой части камеры, согласно изобретению центральное тело, установленное с помощью уплотнительных элементов в центральной части смесительной головки с расположением профилированной концевой части в районе критического сечения, соединено с поршнем регулятора критического сечения, при этом регулятор закреплен на корпусе смесительной головки, а магистраль подвода охладителя соединена с каналами тракта охлаждения на наружной поверхности внутренней стенки центрального тела, которые соединены отверстиями с его внутренней полостью и выходным коллектором охладителя на регуляторе.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит две охлаждаемые горючим камеры сгорания, две смесительные головки, состоящие из корпуса, на торце которого закреплено огневое днище, при этом огневые днища смесительных головок расположены симметрично относительно коллектора окислителя, расположенного между корпусами смесительных головок, однокомпонентные центробежные форсунки окислителя и однокомпонентные струйно-центробежные форсунки горючего, соединяющие полости компонентов топлива смесительных головок с внутренней полостью камеры сгорания, причем вокруг каждой форсунки окислителя расположено шесть форсунок горючего, а тракт охлаждения камеры сгорания сообщается с полостью горючего смесительной головки.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.

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.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к камерам сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из композиционных материалов состоит из наружной силовой и внутренней стенки, оформляющей газовый канал, оболочек для конструктивных форм камер, приближенных к телам вращения, или комплекта наружных и внутренних стенок, оформляющих наружный облик камеры и внутренний газовый канал, при других, например, призматических конструктивных формах камер.

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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, при этом корпус камеры образован концентрическими оболочками с зазорами между ними, которые сообщаются с областями последовательно уменьшающегося давления от внутреннего зазора к наружному. Изобретение обеспечивает уменьшение термических напряжений в корпусе камеры сгорания. 1 ил.

Наверх