Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, согласно изложению, смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенных единым соплом по трактам продуктов сгорания. Конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки дополнительно объединены единым соплом через охлаждаемое промежуточное днище. Между промежуточным днищем и единым соплом установлена охлаждаемая проставка. Изобретение обеспечивает повышение нагрева компонента топлива и повышение мощности турбины и давление в камере. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям.

Жидкостный ракетный двигатель, работающий по безгазогенераторной схеме, имеет ряд существенных преимуществ по сравнению с двигателями, работающими по газогенераторной схеме.

К числу таких преимуществ относятся:

- более простая пневмогидравлическая схема из-за отсутствия газогенератора;

- обеспечение надежного запуска двигателя в условиях вакуума;

- повышенная надежность работы двигателя за счет улучшения условий работы турбины (значительное снижение пиковых нагрузок).

Основным недостатком двигателя с безгазогенераторной схемой является невозможность создания большой тяги.

Все существующие в настоящее время в эксплуатации или находящиеся в стадии разработки двигатели, работающие по безгазогенераторной схеме (RL-10, США; МВ-60, Япония - США; Vinci - ЕС; РД0146 и РД0146Д - Россия; РД0126 - Россия; LE-5A и Hipex - Япония) имеют тягу не более 15 тс.

Ограничение величины тяги связано с невозможностью получения интенсивного нагрева всей массы охладителя до высокой температуры и реализации необходимой мощности на турбине.

На двигателе РД0126 тягой 4 тс, описанном в ББК 39.62 УДК629.78 Н34 (на стр. 64-69) «Разработка и испытания уникальной камеры жидкостного ракетного двигателя РД0126 «Ястреб» с разворотом потока в сопле на 180°» для повышения нагрева горючего камера сгорания была расположена в полости сверхзвукового сопла и разворот сверхзвукового потока в сопле на 180° проводился при истечении звукового потока через узкое кольцевое критическое сечение. Изложенное конструкторское решение позволяет увеличить нагрев охладителя за счет расположения камеры внутри сверхзвукового сопла и увеличения поверхности сопла при ограниченной длине камеры.

Но основным недостатком данной конструкции является невозможность надежного охлаждения кольцевого критического сечения, расположенного на большом диаметре и имеющего небольшую ширину ~1÷2,5 мм. Кроме того, в процессе изготовления и при огневых испытаниях появляются большие неравномерные силовые и термические нагрузки, которые изменяют форму критического сечения, что нарушает нормальную работу двигателя.

Известна конструкция камеры, описанная в патенте RU 2610624 С1, в которой для набора дополнительного тепла в полости камеры сгорания установлены теплообменные элементы, выполненные в виде трубок Фильда.

Недостатком данной конструкции является невозможность существенного нагрева компонента топлива из-за незначительной поверхности теплообмена и, как следствие, реализации необходимой мощности на турбине.

В конструкции японского двигателя Hipex для дополнительного набора тепла в полости камеры сгорания установлен специальный теплообменник, выполненный из внутренней оболочки с прямоугольными фрезерованными каналами и внешней оболочки, которые соединяются диффузионной пайкой.

Данная конструкция не позволяет реализовать в камере тягу порядка 30÷35 тс, т.к. нет возможности существенного набора тепла из-за:

- ограниченной величины теплообменной поверхности;

- неработоспособности теплообменника при высокой температуре из-за наличия паяного соединения в зоне высокой температуры.

Известна конструкция камеры двигателя РД0146, работающего по безгазогенераторной схеме, принятая за прототип, изложенная в книге «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, промышленные» (М: ООО «АКС - Конверслат», 2000) стр. 100.

Недостатком данной конструкции является невозможность существенного набора тепла из-за ограниченной длины цилиндрической части, т.к. увеличение ее ведет к существенному возрастанию гидравлического сопротивления в тракте охлаждения.

Поставленная задача решается тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, согласно изложению, смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенным единым соплом по трактам продуктов сгорания.

Поставленная задача решается также тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, согласно изложению, конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, дополнительно объединены единым соплом по трактам охлаждения.

Поставленная задача решается также тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, согласно изложению, конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, соединены с единым соплом через охлаждаемое промежуточное днище.

Поставленная задача решается также тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, согласно изложению, между промежуточным днищем и единым соплом установлена охлаждаемая проставка для выравнивания потоков продуктов сгорания, поступающих в единое сопло из конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, состоящих из смесительных головок и камер сгорания.

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

Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме (фиг. 1) включает в себя:

единое сопло 1 с коллектором подвода охладителя 2, промежуточное охлаждаемое днище 3, обособленные функциональные блоки 4 с коллекторами отвода охладителя на турбину 5, коллекторами подвода охладителя после турбины 6, коллектором подвода второго компонента 7, охлаждаемую проставку 8.

На фиг. 2 показан поперечный разрез охлаждаемого промежуточного днища 3, соединенного с трактом охлаждения проставки 8 и трактами охлаждения обособленных функциональных блоков 4.

На фиг. 3 показан вид на камеру сверху, где:

единое сопло 1 с коллектором подводом охладителя 2, обособленные функциональные блоки 4, подводные магистрали второго компонента 7.

Камера жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.

По соответствующей команде охладитель поступает в коллектор подвода охладителя 2 единого сопла 1, а затем через тракт охлаждения проставки 8 в тракт охлаждения промежуточного днища 3, из которого, пройдя по трактам охлаждения обособленных функциональных блоков 4, собирается в выходных коллекторах 5 и направляется в полость турбины. После турбины охладитель поступает во входные коллекторы 6 обособленных функциональных блоков 4, а затем в смесительные головки.

В соответствии с циклограммой работы двигателя подаются команды на поступление второго компонента во входные магистрали 7 и команда на поджиг компонентов топлива в обособленных функциональных блоках.

В результате сгорания компонентов топлива в обособленных функциональных блоках 4 увеличенный по сравнению с однокамерным вариантом теплосъем охладителя поступает на лопатки турбины.

Использование обособленных параллельно функционирующих блоков, состоящих из смесительной головки и камеры сгорания, позволяет существенно увеличить подогрев охладителя, используемого в качестве рабочего тела турбины жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, что позволяет повысить мощность турбины и, соответственно, давление в камере.

Предложенное техническое решение позволяет обеспечить значительное увеличение тяги двигателя до 30÷40 тс.

1. Камера ЖРД, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, отличающаяся тем, что смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенных единым соплом по трактам продуктов сгорания.

2. Камера ЖРД, работающего по безгазогенераторной схеме по п. 1, отличающаяся тем, что конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, дополнительно объединены единым соплом по трактам охлаждения.

3. Камера ЖРД, работающего по безгазогенераторной схеме по п. 1, отличающаяся тем, что конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, соединены с единым соплом через охлаждаемое промежуточное днище.

4. Камера сгорания ЖРД, работающего по безгазогенераторной схеме по п. 1, отличающаяся тем, что между промежуточным днищем и единым соплом установлена охлаждаемая проставка для выравнивания потоков продуктов сгорания, поступающих в единое сопло из конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, состоящих из смесительных головок и камер сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, в частности сопел большой степени расширения с телескопически складываемым раструбом.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, в частности сопел большой степени расширения с телескопически складываемым раструбом.

Изобретение относится к техническим средствам, предназначенным для активных воздействий на облака с целью стимулирования осадков, и может быть использовано также для защиты сельскохозяйственных культур от градобитий.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей. Сопло ракетного двигателя на цилиндрических эластичных шарнирах содержит неподвижную часть, поворотную часть, соединенную с неподвижной частью через промежуточный подвижный корпус, охватывающий поворотную часть вдоль ее оси, и герметизирующий эластичный шарнир с сферическим центром в центре вращения поворотной части, соединенный с неподвижной частью по скользящей герметичной посадке.

Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле.

Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, работающим на земле и в пустоте в составе ракетного блока. Способ повышения удельного импульса тяги серийно изготавливаемых жидкостных ракетных двигателей заключающийся в том, что повышают давление в камере сгорания и повышают геометрическую степень расширения сопла за счет установки соплового насадка на срезе сопла серийно изготовленной камеры или изменения контура последних секций сопла.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии.

Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения.

Изобретение относится к ракетной технике. Камера сгорания (КС) жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) содержит корпус 10 в форме тела вращения с вертикальной образующей и сопряженный профилем 11 с выходным отверстием 12 в нижней части КС, а также средства направленного распыления топлива и окислителя для предварительного охлаждения стенки корпуса.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Устройство содержит бак теплоносителя, снабженный клапаном и заправочной магистралью, выхлопной патрубок с клапаном или ресивер и контур циркуляции теплоносителя, состоящий из тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла, обратного клапана, турбины, основного теплообменника, насоса, общего вала турбины и насоса и соединяющих магистралей.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию сопла, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит камеру и смесительную головку, включающую в себя корпус с коллектором, пояса подачи избыточного компонента топлива, установленные в смесительной головке коаксиально и состоящие из двух концентрически соединенных между собой втулок, на наружной поверхности одной из которых выполнены пазы, при этом пояса, соединенные между собой и корпусом с помощью кольцевых смесительных элементов, в которых выполнены отверстия подачи компонентов топлива, оси которых пересекаются, образуют кольцевые каналы, причем полость коллектора соединена с полостями поясов с помощью каналов, выполненных в кольцевых смесительных элементах, днище, закрепленное на торце корпуса.

Двигатель // 2669220
Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель имеет два режима работы: воздушно-реактивный и ракетный, которые могут быть использованы, например, в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.

Изобретение относится к средствам защиты жидкостных ракетных двигателей от тепловых воздействий. Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя основан на создании защитной завесы в потоке продуктов сгорания двигателя из дисперсных частиц интеркалированного графита, обладающих свойством значительного объемного терморасширения.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей, а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит охлаждаемую горючим камеру, смесительную головку, включающую в себя корпус, на торцах которого закреплены верхнее и нижнее днище, коллектор окислителя, установленный на корпусе, и форсунки, равномерно расположенные по окружности и включающие в себя трубчатый корпус, во входной части которого выполнены радиальные отверстия, наконечник с винтовыми каналами, установленными внутри трубчатого корпуса, и втулку, установленную с кольцевым зазором на трубчатом корпусе и образующую кольцевой канал для подачи окислителя, соединенный с полостью окислителя при помощи тангенциальных отверстий, выполненных в стенке втулки, при этом осевой канал наконечника соединен с полостью горючего и полостью камеры, причем полость охлаждающего тракта камеры соединена с полостью горючего смесительной головки.

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 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.

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

Изобретение относится к жидкостной ракетной двигательной установке. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью содержит форкамеру (11) для образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя; главную камеру (10) сгорания для сжигания газовой смеси из горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры (11), турбонасос (20), включающий в себя турбину (21), вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и первый насос (22) и второй насос (23), приводимые вращением турбины, при этом турбонасос (20) подает горючее из бака (30) горючего в форкамеру (11) и подает окислитель из бака (40) окислителя в форкамеру (11) и в главную камеру (10) сгорания, электрический двигатель (25) для вращения турбины (21) до форкамеры (11) и главной камеры (10) сгорания и муфту для соединения электрического двигателя (25) и турбины (21) и размыкания этого соединения между электрическим двигателем (25) и турбиной (21).

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, согласно изложению, смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенных единым соплом по трактам продуктов сгорания. Конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки дополнительно объединены единым соплом через охлаждаемое промежуточное днище. Между промежуточным днищем и единым соплом установлена охлаждаемая проставка. Изобретение обеспечивает повышение нагрева компонента топлива и повышение мощности турбины и давление в камере. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх