PL230706B1 - Silnik rakietowy - Google Patents

Description

Opis wynalazku

Przedmiotem wynalazku jest silnik rakietowy do stosowania w branży lotniczej do wspomagania silników głównych oraz do wynoszenia satelitów na orbitę.

W znanych rozwiązaniach silników na paliwo ciekłe poszczególne jego składniki, to jest paliwo ciekłe i ciekły utleniacz są wtryskiwane bezpośrednio do komory spalania, która ma kształt zbliżony do kuli. Na skutek niepełnego odparowania paliwa i utleniacza lub niedostatecznego ich wymieszania proces spalania nie jest całkowicie zakończony w obszarze komory spalania, przez co paliwo i utleniacz są bezproduktywnie wyrzucane poza silnik - efekt długiego płomienia.

Znane są również rozwiązania, w których silnik posiada komorę spalania wstępnego, a przebieg utleniania jest dwustopniowy. We wstępnej komorze spalania następuje częściowe utlenienie paliwa wprowadzonego w postaci aerozolu, a następnie mieszanina gorących spalin i niespalonego paliwa przetłaczana jest do komory właściwej gdzie następuje pełne utlenienie.

Znana jest z amerykańskiego opisu patentowego US 5265415 głowica wtryskowa do dozowania paliwa do komory spalania silnika rakietowego, która zaopatrzona jest w dysze dozujące. Do każdej dyszy dozującej doprowadzane jest paliwo stycznie do jej wewnętrznej powierzchni obwodowej. Utleniacz i paliwo jest dozowane w określonych z góry proporcjach w celu zmieszania w komorze spalania tak, że spalanie odbywa się płynnie i całkowicie.

Celem rozwiązania według wynalazku jest opracowanie takiej konstrukcji silnika rakietowego, która ułatwia kontrolowane odparowanie paliwa ciekłego i ciekłego utleniacza, najkorzystniej ciekłego tlenu i ciekłego metanu oraz zwiększa sprawność napędu w ruchu, w gęstych warstwach atmosfery.

Zostało to rozwiązane według wynalazku, w ten sposób, że komora spalania i dysza wylotowa silnika rakietowego mają przekrój pierścieniowy, przy czym wokół komory spalania znajdują się spiralne kanały rozprężne dla mediów paliwowych, których przekrój zwiększa się w kierunku ich obwodowego wprowadzania do komory spalania, stycznie do bocznych ścianek.

Korzystnie jest, gdy w części wylotowej komory spalania znajduje się palisada łopatkowa do redukowania prędkości obwodowej spalin. Nastawieniem łopatek palisady można regulować wartość krętu wylatującej strugi gazowej.

Silnik rakietowy według wynalazku umożliwia uzyskanie dużej prędkości obrotowej wokół osi podłużnej, co przyczynia się do stabilizacji kierunku lotu. Uzyskiwany ruch wirowy rakiety ułatwia jej sterowanie silniczkami impulsowymi, działającymi prostopadle do osi podłużnej.

Pierścieniowy przekrój dyszy silnika, przy przejściu rakiety przez gęste warstwy atmosfery, poprzez zwiększenie stosunku obwodu dyszy do jej przekroju, stymuluje efekt zasysania zewnętrznego medium z równoczesnym nadawaniem mu wysokiej prędkości postępowej, co daje dodatkową siłę ciągu bez prowadzania dodatkowej mocy.

Umieszczenie spiralnych kanałów rozprężnych wokół komory spalania umożliwia chłodzenie ścianki komory, co skutkuje możliwością podniesienia dopuszczalnej temperatury spalania i wynikającej z tego termodynamicznej sprawności silnika. Z kolei dzięki wykorzystaniu ciepła pozyskiwanego ze ścianek komory spalania uzyskiwana jest energia potrzebna do wtrysku paliwa do komory spalania z odpowiednią prędkością i zastąpienia stosowanych do tego celu dodatkowych układów zasilania z dodatkowymi źródłami zasilania.

Pierścieniowy kształt komory spalania ułatwia nadanie wprowadzonym do niej mediom ruchu wirowego, co skutkuje dobrym wymieszaniem paliwa z utleniaczem przy stosunkowo niewielkiej długości komory spalania zapewniając jego pełne spalanie, co warunkuje wysoką sprawność silnika rakietowego.

Przedmiot wynalazku jest uwidoczniony w przykładzie wykonania na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia schematycznie silnik rakietowy w przekroju podłużnym, a fig. 2 - komorę spalania w przekroju poprzecznym, poprowadzonym w płaszczyźnie wylotu kanałów rozprężnych.

Silnik rakietowy według wynalazku ma pierścieniową komorę spalania 1 i pierścieniową dyszę wylotową 2 zaopatrzoną w palisadę łopatkową 3 do redukowania prędkości obwodowej spalin, gdy jest wykorzystany do lotów załogowych. Wokół komory spalania 1 znajdują się spiralne kanały rozprężne 4 dla mediów paliwowych, których przekrój zwiększa się w kierunku ich obwodowego wprowadzania do komory spalania 1.

Paliwo w postaci ciekłej doprowadzane jest rurkami 5 ze zbiornika do spiralnych kanałów rozprężnych 4, ogrzewanych ciepłem spalania pobranym z komory spalania 1. W wyniku odparowania tworzy się najpierw mieszanka parowo-cieczowa, a następnie para i gaz, które w trakcie rozprężania w kanałach rozprężnych 4 uzyskują prędkość bliską prędkości dźwięku i są wprowadzane obwodowo

PL 230 706 B1 do górnej części komory spalania 1, stycznie do jej bocznych ścianek. W komorze następuje równoczesne rozcieńczanie i mieszanie mediów w wirującym pierścieniu gazowym i ich całkowite spalanie. Spaliny wypływając do dyszy wylotowej 2 rozprężają się, uzyskując przyrost prędkości osiowej, zaś składowa prędkości obwodowej jest redukowana na palisadzie łopatkowej 3.

Claims (2)

Zastrzeżenia patentowe

1. Silnik rakietowy posiadający komorę spalania i dyszę wylotową oraz zespół do przygotowania mieszanki paliwowej z kanałami doprowadzającymi paliwo, stycznie do ich wewnętrznej powierzchni obwodowej dla nadania ruchu wirowego składnikom paliwa, znamienny tym, że komora spalania (1) i dysza wylotowa (2) mają przekrój pierścieniowy, przy czym wokół komory spalania (1) znajdują się spiralne kanały rozprężne (4) dla mediów paliwowych, których przekrój zwiększa się w kierunku ich obwodowego wprowadzania do komory spalania (1).

2. Silnik według zastrz. 1, znamienny tym, że w części wylotowej komory spalania (1) znajduje się palisada łopatkowa (3) do redukowania prędkości obwodowej spalin.