RU102970U1

RU102970U1 - INTEGRAL ROCKET AND RECTANCH ENGINE

Info

Publication number: RU102970U1
Application number: RU2010133672/06U
Authority: RU
Inventors: Владимир Алексеевич Сорокин; Владимир Платонович Францкевич; Михаил Дмитриевич Граменицкий; Иван Владимирович Сорокин; Игорь Вячеславович Суминов; Владимир Алексеевич Васин; Андрей Валериевич Эпельфельд; Валерий Борисович Людин; Борис Львович Крит; Анатолий Михайлович Борисов; Олег Васильевич Сомов
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью "Инновационно-технологический центр "НАНОМЕР"
Priority date: 2010-08-12
Filing date: 2010-08-12
Publication date: 2011-03-20

Abstract

Интегральный ракетно-прямоточный двигатель, содержащий газогенератор с твердотопливным зарядом, скрепленный с камерой сгорания для размещения в ней твердотопливного заряда с нанесенным на ее внутреннюю поверхность теплозащитным покрытием, снабженной, по меньшей мере, одним патрубком, скрепленным с воздухозаборным устройством, закрепленную в патрубке несбрасываемую крышку, имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер и выполненной равнопрочной со стенкой камеры сгорания, и слоистую пластину, отличающийся тем, что пластина выполнена из алюминиевого сплава, при этом поверхность пластины, обращенная в полость камеры сгорания, находится заподлицо с теплозащитным покрытием камеры сгорания, а на поверхности пластины, обращенной к воздухозаборному устройству, электроплазмохимически образован слой, состоящий из оксида алюминия. An integral ramjet engine containing a gas generator with a solid propellant charge, bonded to a combustion chamber to accommodate a solid propellant charge with a heat-shielding coating applied to its inner surface, provided with at least one nozzle fastened to an air intake device, a non-resettable cap secured in the nozzle having a housing with a lattice consisting of longitudinal and transverse ribs and made equally strong with the wall of the combustion chamber, and a layered plate, characterized in that the plate is made of aluminum alloy, while the surface of the plate facing the cavity of the combustion chamber is flush with the heat-shielding coating of the combustion chamber, and on the surface of the plate facing the intake device, a layer consisting of aluminum oxide is electroplasma-chemically formed.

Description

Полезная модель относится к машиностроению, и используется в качестве нтегрального ракетно-прямоточного двигателя.The utility model relates to mechanical engineering, and is used as an integral ramjet engine.

Известен интегральный ракетно-прямоточный двигатель, состоящий из камеры сгорания, снабженной, по меньшей мере, одним патрубком, на внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, скрепленного с ним заряда твердого топлива стартового ракетного двигателя, размещенной в патрубке несбрасываемой крышки, состоящей из корпуса с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластины слоистой структуры. При этом корпус с решеткой прочно зафиксирован в патрубке камеры сгорания и является несбрасываемым. Пластина, закрывающая решетку со стороны камеры сгорания, состоит из нескольких чередующихся слоев палладия (Pd) и алюминия (AI). В конце работы стартового ракетного двигателя, когда поверхность горения заряда твердого ракетного топлива достигает поверхности пластины, под воздействием высокой температуры (выше 650°С) между слоями Pd и AI происходят экзотермические реакции с выделением значительного количества тепла и образования порошкообразного PdAI, в результате чего пластина распадается на частицы PdAI, которые выбрасываются в камеру сгорания двигателя. В камеру сгорания начинает поступать воздух через воздухозаборное устройство и патрубок камеры сгорания, который после включения твердотопливного газогенератора смешивается с продуктами первичного горения, поступающими из твердотопливного газогенератора (патент США №6631610, кл. F02K 7/18, 1983)Known integral rocket-ram engine, consisting of a combustion chamber equipped with at least one nozzle, on the inner surface of the combustion chamber is coated with a heat shield, bonded with it a solid fuel charge of the starting rocket engine, located in the nozzle of a non-resettable cap, consisting of a housing with a lattice consisting of longitudinal and transverse ribs, and a plate of a layered structure. In this case, the housing with the grill is firmly fixed in the pipe of the combustion chamber and is non-resettable. The plate covering the grate from the side of the combustion chamber consists of several alternating layers of palladium (Pd) and aluminum (AI). At the end of the launch rocket engine, when the combustion surface of the solid rocket fuel charge reaches the surface of the plate, exothermic reactions occur between Pd and AI layers under the influence of high temperature (above 650 ° C) with the release of a significant amount of heat and the formation of powdered PdAI, resulting in a plate breaks up into particles of PdAI, which are emitted into the combustion chamber of the engine. Air begins to enter the combustion chamber through an air intake device and a nozzle of the combustion chamber, which, after switching on the solid fuel gas generator, is mixed with primary combustion products coming from the solid fuel gas generator (US patent No. 6631610, class F02K 7/18, 1983)

Недостатком данного устройства является то, что слоистая пластина имеет большое количество слоев, и в связи с высокой скоростью горения твердого топлива стартового ракетного двигателя продолжительность контакта высокотемпературной зоны горения с поверхностью пластины может оказаться недостаточной для начала реакций между слоями Pd и AI. Это затруднит образование порошкообразного PdAI и необходимое разрушение пластины.The disadvantage of this device is that the layered plate has a large number of layers, and due to the high burning rate of solid fuel of the rocket engine, the contact time of the high-temperature combustion zone with the surface of the plate may not be sufficient to initiate reactions between the Pd and AI layers. This will complicate the formation of powdered PdAI and the necessary destruction of the plate.

Ближайшим техническим решением является интегральный ракетно-прямоточный двигатель, содержащем газогенератор с твердотопливным зарядом, камеру сгорания, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, при этом на внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, размещенную на патрубке несбрасываемую крышку, имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластину слоистой структуры, решетка выступает в камеру сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия, а пластина состоит из металлической фольги и защитнокрепящего слоя, причем решетка выполнена равнопрочной со стенкой камеры сгорания, а теплозащитное покрытие камеры выполнено с защитнокрепящим слоем путем нанесения последнего на его поверхность. Защитнокрепящий слой пластины несбрасываемой крышки выполнен за одно целое с защитнокрепящим слоем теплозащитного покрытия камеры сгорания, а несбрасываемая крышка по периферии снабжена острым выступом, проникающим в защитнокрепящий слой. В конце работы стартового твердотопливного двигателя поверхность горения заряда твердого топлива достигает защитнокрепящего слоя пластины слоистой структуры и защитнокрепящего слоя теплозащитного покрытия камеры сгорания. При контакте с высокотемпературными продуктами сгорания заряда твердого топлива, происходит частичное коксование защитнокрепящего слоя, что приводит к частичной потере его эластичности. Под действием скоростного напора набегающего потока воздуха, поступающего через воздухозаборное устройство, пластина выбрасывается в камеру сгорания, в которой под воздействием остаточных высокотемпературных продуктов сгорания происходит ее разрушение на мелкие части (патент РФ №2325544, кл. F02K 7/18,2008)The closest technical solution is an integral ramjet engine containing a gas generator with a solid fuel charge, a combustion chamber equipped with at least one nozzle, while on the inner surface of the combustion chamber a heat-shielding coating is placed on the nozzle, a non-resettable cover having a housing with a grill, consisting of longitudinal and transverse ribs, and a plate of a layered structure, the grill protrudes into the combustion chamber to the thickness of its heat-shielding coating, and the plate consists of metal foil and a protective fastening layer, the grill being made equally strong with the wall of the combustion chamber, and the heat-protective coating of the chamber is made with a protective fastening layer by applying the latter to its surface. The protective layer of the plate of the non-resettable cover is made in one piece with the protective layer of the heat-protective coating of the combustion chamber, and the non-resettable cover on the periphery is provided with a sharp protrusion penetrating the protective layer. At the end of the operation of the starting solid propellant engine, the surface of the combustion of the charge of solid fuel reaches the protective layer of the laminated structure plate and the protective layer of the heat-protective coating of the combustion chamber. Upon contact with high-temperature combustion products of solid fuel charge, partial coking of the protective layer occurs, which leads to a partial loss of its elasticity. Under the action of the high-speed pressure of the oncoming air flow entering through the air intake device, the plate is ejected into the combustion chamber, in which, under the influence of residual high-temperature combustion products, it is destroyed into small parts (RF patent No. 232,544, class F02K 7 / 18,2008)

Недостатком данного устройства является то, что в действительности выгорание заряда твердого топлива происходит неравномерно, и контакт высокотемпературной зоны горения с поверхностью слоистой пластины несбрасываемой крыщки получается локальным. Слоистая пластина, состоящая только из металлической фольги и защитнокрепящего слоя, не обеспечивает достаточной термопрочности в локальном контакте с продуктами горения заряда, где и происходит ее «прожег», а через образовавшееся отверстие возможен выброс высокотемпературных продуктов сгорания твердого топлива в воздухозаборное устройство.The disadvantage of this device is that in reality, the charge of solid fuel burns out non-uniformly, and the contact of the high-temperature combustion zone with the surface of the layered plate of the non-resettable cover is local. A laminated plate, consisting only of metal foil and a protective-fixing layer, does not provide sufficient heat resistance in local contact with the products of charge combustion, where it is “burned”, and through the hole formed, high-temperature products of solid fuel combustion can be ejected into the air intake device.

Полезная модель направлена на повышение надежности конструкции несбрасываемой крышки и повышение надежности работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя в целом при переходе от стартового к маршевому режиму.The utility model is aimed at increasing the reliability of the design of the non-resettable cover and increasing the reliability of the integral rocket-ram engine as a whole during the transition from the starting to the marching mode.

Указанный технический результат достигается тем, что интегральный ракетно-прямоточный двигатель, содержащий газогенератор с твердотопливным зарядом, скрепленный с камерой сгорания для размещения в ней твердотопливного заряда с нанесенным на ее внутреннюю поверхность теплозащитным покрытием и снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, скрепленным с воздухозаборным устройством, закрепленную в патрубке несбрасываемую крышку, имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер и выполненной равнопрочной со стенкой камеры сгорания, и слоистую пластину, которая выполнена из алюминиевого сплава при этом поверхность пластины, обращенная в полость камеры сгорания, находится заподлицо с теплозащитным покрытием камеры сгорания, а на поверхности пластины, обращенной к воздухозаборному устройству, электроплазмохимически образован слой, состоящий из оксида алюминия.The specified technical result is achieved in that an integrated ramjet engine containing a gas generator with a solid propellant charge, bonded to a combustion chamber to accommodate a solid propellant charge with a heat-shielding coating deposited on its inner surface and equipped with at least one nozzle bonded to an air intake device, fixed in the nozzle non-resettable cover having a housing with a lattice consisting of longitudinal and transverse ribs and made equally strong with the wall the combustion chamber, and a layered plate, which is made of aluminum alloy, while the surface of the plate facing the cavity of the combustion chamber is flush with the heat-shielding coating of the combustion chamber, and on the surface of the plate facing the intake device, a layer consisting of aluminum oxide is electroplasma-chemically formed.

На фиг.1 приведена схема интегрального ракетно-прямоточного двигателя, на фиг.2 - вид А на фиг.1In Fig.1 shows a diagram of an integrated rocket-ram engine, in Fig.2 - view a in Fig.1

Интегральный ракетно-прямоточный двигатель содержит газогенератор 1 с твердотопливным зарядом 2, воздухозаборное устройство 3, камеру сгорания 4 с теплозащитным покрытием 5 на ее внутренней поверхности и снабженную, по меньшей мере, одним патрубком 6, твердотопливный заряд 7, крышку 8, состоящую из корпуса 9, решетки 10 с продольными 11 и поперечными 12 ребрами и пластины 13 слоистой структуры.The integral ramjet engine contains a gas generator 1 with a solid fuel charge 2, an air intake device 3, a combustion chamber 4 with a heat-shielding coating 5 on its inner surface and equipped with at least one nozzle 6, a solid fuel charge 7, a cover 8, consisting of a housing 9 , gratings 10 with longitudinal 11 and transverse 12 ribs and plates 13 of a layered structure.

Слоистая пластина выполнена из алюминиевого сплава, например из сплава АМц. На поверхность пластины, обращенной к воздухозаборному устройству, методом микродугового оксидирования (МДО) образован слой, состоящий из оксида алюминия. Микродуговое оксидирование - электроплазмохимический метод. Электроплазмохимические процессы, протекающие в микроразрядах при микродуговом оксидировании, приводят к образованию на поверхности керамикоподобного оксида алюминия (А1з0з). Микродуговое покрытие на алюминиевом сплаве имеет поверхностный слой с почти 100% концентрацией оксида алюминия и промежуточный слой на границе покрытие-металл, где происходит постепенный спад концентрации оксида и увеличение концентрации алюминия.The laminated plate is made of an aluminum alloy, for example of AMts alloy. A layer consisting of alumina is formed on the surface of the plate facing the air intake device by microarc oxidation (MAO). Microarc oxidation is an electroplasma-chemical method. Electroplasma-chemical processes that occur in microdischarges during microarc oxidation lead to the formation on the surface of ceramic-like alumina (A1z0z). The microarc coating on an aluminum alloy has a surface layer with an almost 100% alumina concentration and an intermediate layer at the coating-metal interface, where the oxide concentration gradually decreases and the aluminum concentration increases.

Толщина пластины составляет 0,5-1,0 мм, определяется временем горения твердотопливного заряда в камере сгорания и подбирается конкретно для определенного типа двигателя.The plate thickness is 0.5-1.0 mm, it is determined by the burning time of the solid fuel charge in the combustion chamber and is selected specifically for a specific type of engine.

Процесс микродугового оксидирования проводится в постоянно перемешиваемом водном силикатно-щелочном электролите (1,5 г/л NaOH и 9 г/л жидкого стекла). Плотность тока составляет 10 А/дм², соотношение анодного и катодного токов I_k/I_a=1. Перед оксидированием пластину обезжиривают в теплом мыльном растворе и промывают в проточной воде. После обработки пластина промывается в проточной воде (1 час) и сушится не менее 30-40 мин. при температуре воздуха не выше 70°С. Процесс оксидирования проводят только на поверхности пластины, которая обращена к воздухозаборному устройству. Поверхность пластины, обращенная в полость камеры сгорания, защищается от контакта с электролитом и не подвергается оксидированию. Необходимую толщину слоя оксида алюминия регулируют продолжительностью процесса МДО. При толщине пластины 0,5 мм, оптимальной толщина слоя оксида алюминия должна быть не менее 200 мкм, при этом продолжительность обработки - 4,5 часа.The microarc oxidation process is carried out in a constantly stirred aqueous silicate-alkaline electrolyte (1.5 g / l NaOH and 9 g / l liquid glass). The current density is 10 A / dm ² , the ratio of the anode and cathode currents I _k / I _a = 1. Before oxidation, the plate is degreased in a warm soapy solution and washed in running water. After processing, the plate is washed in running water (1 hour) and dried for at least 30-40 minutes. at air temperature not higher than 70 ° С. The oxidation process is carried out only on the surface of the plate, which is facing the intake device. The surface of the plate facing the cavity of the combustion chamber is protected from contact with the electrolyte and is not subjected to oxidation. The required thickness of the alumina layer is controlled by the duration of the MAO process. With a plate thickness of 0.5 mm, the optimal thickness of the alumina layer should be at least 200 microns, while the processing time is 4.5 hours.

Интегральный ракетно-прямоточный двигатель работает следующим образом.Integrated rocket ramjet engine operates as follows.

Пластина 13 размещается в корпусе 9 крышки 8,опираясь поверхностью со слоем оксида алюминия на решетку 10. Стык между пластиной и корпусом заливается герметиком. Решетка, состоит из продольных 11 и поперечных 12 ребер, образующих ячейки решетки. Крышка фиксируется в патрубке 6 прессовой посадкой, при этом непрооксидированная поверхность пластины находится заподлицо с теплозащитным покрытием 5 камеры сгорания 4.The plate 13 is placed in the housing 9 of the cover 8, resting on a surface with a layer of aluminum oxide on the grate 10. The joint between the plate and the housing is filled with sealant. The lattice consists of longitudinal 11 and transverse 12 ribs forming the lattice cells. The cover is fixed in the pipe 6 by a press fit, while the non-oxidized surface of the plate is flush with the heat-protective coating 5 of the combustion chamber 4.

При срабатывании воспламенительного устройства (на фиг.1 и 2 не показано) поджигается поверхность твердотопливного заряда 7 в камере сгорания и начинается работа двигателя в стартовом режиме. В конце работы двигателя в стартовом режиме поверхность горения твердотопливного заряда 7 достигает поверхности теплозащитного покрытия камеры сгорания и поверхности слоистой пластины. При контакте с высокотемпературными продуктами сгорания твердотопливного заряда (температура порядка 3000°К) происходит испарение алюминиевой основы слоистой пластины, а слой, состоящий из оксида алюминия, сохраняется.When the igniter device is activated (not shown in FIGS. 1 and 2), the surface of the solid fuel charge 7 in the combustion chamber is ignited and the engine starts to work in the starting mode. At the end of the engine in the start mode, the combustion surface of the solid fuel charge 7 reaches the surface of the heat-shielding coating of the combustion chamber and the surface of the laminated plate. Upon contact with high-temperature combustion products of a solid fuel charge (temperature of the order of 3000 ° K), the aluminum base of the laminated plate evaporates, and the layer consisting of aluminum oxide is retained.

При окончании работы двигателя в стартовом режиме происходит спад давления в камере сгорания, воздухозаборное устройство 3 освобождается от заглушек на входе (на фиг.1 и 2 не показаны). Под действием напора воздуха, поступающего через возухозаборное устройство поверхность пластины, обращенная к воздухозаборному устройству и состоящая из керамикоподобного оксида алюминия, разрушается на мелкие части, которые выбрасываются в камеру сгорания. Через решетку в камеру сгорания начинает поступать воздушный поток, и в это же время срабатывает воспламенительное устройство (на фиг.1 и 2 не показано) газогенератора 1, что приводит к воспламенению и горению твердотопливного заряда 2. Двигатель начинает работать в маршевом режиме. Продукты первичного горения, обогащенные горючими компонентами, поступают из газогенератора в камеру сгорания, где смешиваются с воздушным потоком и окончательно дожигаются.At the end of engine operation in start-up mode, the pressure in the combustion chamber drops, the air intake device 3 is freed from the plugs at the inlet (not shown in FIGS. 1 and 2). Under the influence of the pressure of air entering through the air intake device, the surface of the plate facing the air intake device and consisting of a ceramic-like alumina is destroyed into small parts that are discharged into the combustion chamber. Air flow begins to flow through the grate into the combustion chamber, and at the same time an igniter device (not shown in FIGS. 1 and 2) of the gas generator 1 is triggered, which leads to ignition and burning of the solid fuel charge 2. The engine starts to operate in marching mode. The primary combustion products enriched with combustible components come from the gas generator into the combustion chamber, where they are mixed with the air stream and finally burned.

Оптимальная толщина слоя оксида алюминия на пластине подбирается с целью уменьшения риска его «прожега» при контакте с высокотемпературными продуктами сгорания твердотопливного заряда и выброса высокотемпературных продуктов сгорания твердого топлива в воздухозаборное устройство. А также из условия необходимости разрушения слоя оксида алюминия под действием набегающего потока воздуха из воздухозаборного устройства в полость камеры сгорания.The optimal thickness of the alumina layer on the plate is selected in order to reduce the risk of “burning” during contact with high-temperature combustion products of a solid fuel charge and the discharge of high-temperature combustion products of solid fuel into an air intake device. And also from the condition that it is necessary to destroy the alumina layer under the influence of an incoming air flow from the air intake device into the cavity of the combustion chamber.

Таким образом, применение в конструкции несбрасываемой крышки заявляемого интегрального ракетно-прямоточного двигателя слоистой пластины из алюминиевого сплава со слоем оксида алюминия оптимальной толщины, полученного методом МДО, позволяет повысить надежность конструкции несбрасываемой крышки и повысить надежность работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя в целом при переходе от стартового к маршевому режиму.Thus, the use in the design of a non-resettable cover of the inventive integral rocket-ram engine of a layered aluminum alloy plate with an aluminum oxide layer of optimal thickness obtained by the MAO method can improve the reliability of the design of the non-resettable cover and increase the reliability of the integral rocket-ram engine as a whole when switching from launch to marching mode.

Claims

An integral ramjet engine containing a gas generator with a solid propellant charge, bonded to a combustion chamber to accommodate a solid propellant charge with a heat-shielding coating applied to its inner surface, provided with at least one nozzle fastened to an air intake device, a non-resettable cap secured in the nozzle having a housing with a lattice consisting of longitudinal and transverse ribs and made equally strong with the wall of the combustion chamber, and a layered plate, characterized in that the plate is made of aluminum alloy, while the surface of the plate facing the cavity of the combustion chamber is flush with the heat-shielding coating of the combustion chamber, and on the surface of the plate facing the intake device, a layer consisting of aluminum oxide is electroplasma-chemically formed.