Камера жидкостного ракетного двигателя

Авторы патента:

Левин Василий Сергеевич (RU)

Дроздов Игорь Геннадьевич (RU)

Башарина Татьяна Александровна (RU)

Меньших Валерия Владимировна (RU)

Шматов Дмитрий Павлович (RU)

Васильченко Дмитрий Владимирович (RU)

Мазалов Алексей Борисович (RU)

Кружаев Константин Владимирович (RU)

F02K9/64 - с устройствами для охлаждения

Владельцы патента RU 2720596:

Общество с ограниченной ответственностью научно-производственное предприятие "ИнтерПолярис" (ООО НПП "ИнтерПолярис") (RU)
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" (ФГБОУ ВО "ВГТУ") (RU)

Изобретение относится к ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя, состоящая из непроницаемой внешней стенки и непроницаемой внутренней стенки, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению между внешней стенкой и внутренней стенкой расположена пористая вставка, а камера представляет собой монолитную конструкцию, изготовленную аддитивным методом. Кроме того, пористая вставка занимает весь объем между внешней стенкой и внутренней стенкой камеры жидкостного ракетного двигателя, а также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе критического сечения сопла, также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе камеры сгорания и части сопла. Изобретение обеспечивает повышение эффективности охлаждения, жесткости конструкции и технологичности. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к двигателестроению, и может быть использовано при создании ракетных двигателей, обладающих высокими значениями температуры в камере.

Известен элемент жидкостного ракетного двигателя (RU №2278292, кл. С2, публ. 24.01.2018), содержащий несущую нагрузку стенку со множеством охлаждающих каналов для прохода охладителя. Каждый охлаждающий канал имеет расположенную под углом к его оси направляющую поток охладителя поверхность, которая создает в протекающем через охлаждающий канал в осевом направлении потоке охладителя дополнительно радиальную составляющую скорости.

Недостатком данного элемента жидкостного ракетного двигателя является высокая сложность конструкции и, как следствие, ее изготовления. Кроме того, существующая в данном элементе неравномерность распределения теплосъемной поверхности приведет к быстрому прогару участков, расположенных между охлаждающими каналами.

Известна также камера сгорания жидкостного ракетного двигателя (RU №2171388, кл. С2, публ. 27.07.2001) с регенеративным и транспирационным охлаждением, содержащая смесительную головку с огневым днищем и форсунками, внутреннюю и наружную оболочки, транспирационно охлаждаемую пористую вставку. Форсунки соединяют полости компонентов с полостью камеры сгорания и выполнены коаксиальными, соосно-струйными, включающими втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник. Внутренняя и наружная оболочки расположены в начальной части камеры сгорания. Пористая вставка расположена от огневого днища на расстоянии, равном 15-20 внутренних диаметров втулки. Начальный участок пористой вставки выполнен с проницаемостью в 1,1-2,5 раза большей, чем проницаемость остальной части.

Недостаток указанного выше изобретения заключается в том, что часть камеры сгорания имеет регенеративное охлаждение, а часть - транспирационное, причем в транспирационной части охлаждения некоторое количество охладителя поступает в огневую полость камеры сгорания через стенки камеры, минуя смесительную головку. Описанное явление негативно отражается на экономичности камеры сгорания, а следовательно, не является выгодным решением при создании жидкостного ракетного двигателя.

Прототипом данного изобретения может выступать патент на изобретение (RU №2516678, кл. С2, публ. 10.08.2013), содержащий наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.

Данная система регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.

Охладитель подается по каналам охлаждения и нагревается за счет теплообмена с огневой оболочкой. При обтекании горизонтальных полок двутавровых проставок, на которых выполнены выборки, происходит турбулизация потока за счет его попеременного расширения-сжатия. Выполнение сквозных каналов в вертикальных стенках двутавровых проставок позволяет обеспечить перетекание охладителя из одного канала охлаждения в другой, что дополнительно турбулизирует поток и улучшает условия теплообмена.

Основным недостатком описанного выше изобретения является недостаточная эффективность теплообмена из-за отсутствия развитой поверхности теплообмена в каналах, в следствии чего снижается эффективность охлаждения. Кроме того, такое конструктивное оформление турбулизирующих выступов связано со сложностью и высокой трудоемкостью изготовления.

Технический эффект, создаваемый предложенной камерой жидкостного ракетного двигателя, состоит в обеспечении более эффективного охлаждения, более высокой жесткости конструкции, а также технологичности изделия в целом, в сравнении с подобными устройствами, в том числе благодаря применению аддитивного метода изготовления.

Данный технический эффект достигается в камере жидкостного ракетного двигателя, состоящей из непроницаемой внешней стенки и непроницаемой внутренней стенки, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению, между внешней стенкой и внутренней стенкой расположена пористая вставка, а камера представляет собой монолитную конструкцию, изготовленную аддитивным методом.

Кроме того, пористая вставка занимает весь объем между внешней стенкой и внутренней стенкой камеры жидкостного ракетного двигателя, а также, как вариант, пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе критического сечения сопла, также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе камеры сгорания и части сопла.

Суть данного изобретения поясняется на фиг. 1, где изображено сечение камеры жидкостного ракетного двигателя, состоящей из камеры сгорания и сопла, содержащей внешнюю и внутреннюю стенки, а также расположенную между ними регенеративно охлаждаемую пористую вставку.

Суть изобретения поясняется на фиг. 1, 2, 3, где показано, что в состав камеры жидкостного ракетного двигателя входят:

1 - камера сгорания жидкостного ракетного двигателя;

2 - сопло жидкостного ракетного двигателя;

3 - внешняя стенка камеры жидкостного ракетного двигателя;

4 - внутренняя стенка камеры жидкостного ракетного двигателя;

5 - пористая вставка;

А-А - критическое сечение сопла жидкостного ракетного двигателя.

Конструктивно камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания 1, сопло 2, внешнюю стенку 3, внутреннюю стенку 4, а также расположенную между ними пористую вставку 5. Все перечисленные элементы выполнены с использованием аддитивного метода производства.

Работа камеры осуществляется следующим образом.

В предлагаемой конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя охлаждение осуществляется за счет проходящего через расположенную между внешней стенкой 3 и внутренней стенкой 4 пористую вставку 5 охладителя, роль которого может выполнять, например, один из топливных компонентов. Пористая вставка, при применении в ее производстве аддитивного метода, обеспечивает наиболее качественное охлаждение камеры сгорания за счет увеличения поверхности теплообмена при отсутствии негативного влияния на экономичность, а также увеличивает жесткость конструкции и технологичность изделия в целом.

Некоторые другие варианты расположения пористой вставки по длине камеры представлены на фиг. 2 и фиг. 3.

На Фиг. 2 представлен следующий вариант расположения пористой вставки по длине камеры: пористая вставка расположена только в районе критического сечения сопла.

На Фиг. 3 представлен следующий вариант расположения пористой вставки по длине камеры: пористая вставка расположена только в районе камеры сгорания и части сопла.

Работа вариантов, показанных на фиг. 2 и фиг. 3, аналогична описанной выше.

Преимуществом данной камеры жидкостного ракетного двигателя, благодаря использованию аддитивных технологий, является обеспечение более эффективного охлаждения, более высокой жесткости конструкции, а также технологичности изделия в целом, в сравнении с подобными устройствами.

Таким образом, реализация данного изобретения приводит к повышению эффективности проектируемого ракетного двигателя.

1. Камера жидкостного ракетного двигателя, состоящая из непроницаемой внешней стенки и непроницаемой внутренней стенки, камеры сгорания и сопла, отличающаяся тем, что между внешней стенкой и внутренней стенкой расположена пористая вставка, а камера представляет собой монолитную конструкцию, изготовленную аддитивным методом.

2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что пористая вставка занимает весь объем между внешней стенкой и внутренней стенкой камеры жидкостного ракетного двигателя.

3. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что пористая вставка расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе критического сечения сопла.

4. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что пористая вставка расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе камеры сгорания и части сопла.

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.

Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя с вихревым движением топлива и окислителя // 2702060

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.

Устройство для регенеративного охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостного ракетного двигателя // 2687548

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.

Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме // 2682466

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.

Газогенератор // 2671664

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.

Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий // 2663703

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.

Газогенератор // 2654770

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.

Камера сгорания безгенераторного жрд // 2638420

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.

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.