RU175398U1

RU175398U1 - LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA

Info

Publication number: RU175398U1
Application number: RU2017114285U
Authority: RU
Inventors: Алексей Витальевич Солодовников; Андрей Владимирович Кривоногов; Михаил Николаевич Ларин; Андрей Иванович Шиков; Дмитрий Михайлович Моков; Андрей Викторович Лысенко; Данил Олегович Милиньков; Артем Алексеевич Рязанцев
Original assignee: Алексей Витальевич Солодовников; Андрей Владимирович Кривоногов; Михаил Николаевич Ларин; Андрей Иванович Шиков; Дмитрий Михайлович Моков; Андрей Викторович Лысенко; Данил Олегович Милиньков; Артем Алексеевич Рязанцев
Priority date: 2017-04-24
Filing date: 2017-04-24
Publication date: 2017-12-04

Abstract

Задачей полезной модели является снижение количества сборочных единиц камеры ЖРД, облегчение технологического процесса и уменьшение количества трудочасов, затрачиваемых на изготовление камеры ракетного двигателя.The objective of the utility model is to reduce the number of assembly units of the rocket engine chamber, facilitate the process and reduce the number of hours spent on the manufacture of the rocket engine chamber.

Камера жидкостного ракетного двигателя содержит расширяющее сопло 1 и камеру сгорания со стенкой 2, выполненных из углерод-углеродного композиционного материала как единое целое. К камере сгорания со стенкой 2 посредством болтового соединения 3 присоединена форсуночная головка 4, выполненная методом аддитивных технологий послойного спекания гранул металла.

The liquid-propellant rocket engine chamber contains an expanding nozzle 1 and a combustion chamber with a wall 2 made of carbon-carbon composite material as a single unit. An injector head 4 is connected to the combustion chamber with the wall 2 by means of a bolted connection 3, made by the method of additive technologies of layer-by-layer sintering of metal granules.

Description

Полезная модель относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике.The utility model relates to the field of liquid rocket engines (LRE) used in rocketry.

Известна камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, форсунки, состоящие из нескольких коаксиально установленных втулок, образующих кольцевые полости для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя, установленные в смесительной головке по концентрическим окружностям, и соединяющие полости блоков с полостью камеры сгорания, профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть с критическим сечением, сопло, на каждой втулке форсунки выполнен кольцевой выступ, в котором выполнены перпендикулярные оси смесительного элемента, пазы для подачи горючего внутрь каждой кольцевой полости горючего и параллельные пазы для подачи окислителя в каждую кольцевую полость окислителя, при этом кольцевые полости подачи компонентов топлива со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками в которых выполнены отверстия для подачи компонентов топлива в зону горения, преимущественно полость камеры сгорания, а все втулки со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу, при этом в их торцевых стенках выполнены каналы, соединяющие полость окислителя с кольцевыми полостями окислителя, образованными коаксиально установленными втулками. (№2451203 RU, 2012 г.).A known chamber of a liquid propellant rocket engine comprising a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, nozzles, consisting of several coaxially mounted bushings forming annular cavities for supplying gaseous fuel and liquid oxidizer, installed in the mixing head along concentric circles, and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, profiled regeneratively cooled cylindrical part with a critical section, nozzle, on each sleeve the nozzles are made an annular protrusion in which perpendicular to the axis of the mixing element are made, grooves for supplying fuel into each annular cavity of fuel and parallel grooves for supplying oxidizer to each annular cavity of the oxidizer, while the annular cavity for supplying fuel components from the side of the cavity of the combustion chamber is closed by spacers in which holes are made for supplying fuel components to the combustion zone, mainly the cavity of the combustion chamber, and all the bushings from the side opposite the combustion zone are set Lena close to each other, while in their end walls are made channels connecting the oxidant cavity with an annular cavity oxidant formed coaxially mounted bushings. (No. 2451203 RU, 2012).

Недостатком камеры жидкостного ракетного двигателя является большое количество сборочных единиц и, как следствие, большое количество трудочасов, затрачиваемых на изготовление камеры жидкостного ракетного двигателя.A disadvantage of a liquid-propellant rocket chamber is a large number of assembly units and, as a consequence, a large number of hours spent manufacturing a liquid-propellant rocket chamber.

Наиболее близким техническим решением к предполагаемой полезной модели является камера ракетного двигателя, имеющая расширяющееся сопло и камеру сгорания со стенкой, к которой подсоединена форсуночная головка, при этом ближняя к форсуночной головке часть стенки камеры сгорания образует стенку камеры смешения топливных компонентов, на которой подаваемые на сжигание компоненты топлива сначала образуют охлаждающую пленку, а, по меньшей мере, на некотором участке указанной стенки камеры смешения топливных компонентов с внешней стороны предусмотрено теплопроводное покрытие из теплопроводного материала, теплопроводное покрытие покрывает также с внешней стороны, по меньшей мере, частично некоторый участок цилиндрического конца форсуночной головки, который соединен со стенкой камеры смешения топливных компонентов. (№2218473 RU, 2003 г.).The closest technical solution to the proposed utility model is a rocket engine chamber having an expanding nozzle and a combustion chamber with a wall to which the nozzle head is connected, while the part of the wall of the combustion chamber closest to the nozzle head forms the wall of the mixing chamber of the fuel components on which it is supplied for combustion the fuel components first form a cooling film, and at least on a portion of said wall of the fuel component mixing chamber from the outside redusmotreno thermally conductive coating of thermally conductive material, thermally conductive coating also covers the outer side, at least in part some portion of the cylindrical end of the nozzle head, which is connected to the precombustion chamber wall. (No. 2218473 RU, 2003).

Недостатком камеры ракетного двигателя также является большое количество сборочных единиц, сложность технологического процесса и, как следствие, большое количество трудочасов, затрачиваемых на изготовление камеры ракетного двигателя.A disadvantage of the rocket engine chamber is also the large number of assembly units, the complexity of the process and, as a result, the large number of hours spent on the manufacture of the rocket engine chamber.

Сущность полезной модели заключается в том, что в камере жидкостного ракетного двигателя, имеющей расширяющее сопло и камеру сгорания со стенкой, к которой присоединена форсуночная головка, последняя выполнена методом аддитивных технологий послойного спекания гранул металла и соединена со стенкой камеры сгорания посредством болтового соединения, камера сгорания выполнена из углерод-углеродного композиционного материала как единое целое с расширяющимся соплом.The essence of the utility model is that in a chamber of a liquid propellant rocket engine having an expanding nozzle and a combustion chamber with a wall to which the nozzle head is attached, the latter is made using the additive technology of layer-by-layer sintering of metal granules and connected to the wall of the combustion chamber by means of a bolted connection, the combustion chamber made of carbon-carbon composite material as a unit with an expanding nozzle.

На фиг. 1 приведена схема камеры ЖРД.In FIG. 1 shows a diagram of the LRE camera.

Камера жидкостного ракетного двигателя содержит расширяющее сопло 1 и камеру сгорания со стенкой 2, выполненных из углерод-углеродного композиционного материала, как единое целое. К камере сгорания со стенкой 2 посредством болтового соединения 3 присоединена форсуночная головка 4, выполненная методом аддитивных технологий послойного спекания гранул металла.The liquid-propellant rocket engine chamber contains an expanding nozzle 1 and a combustion chamber with a wall 2 made of carbon-carbon composite material as a single unit. An injector head 4 is connected to the combustion chamber with the wall 2 by means of a bolted connection 3, made by the method of additive technologies of layer-by-layer sintering of metal granules.

Установка работает следующим образом.Installation works as follows.

Камера сгорания ЖРД имеет форсуночную головку 4, с помощью которой в камеру сгорания со стенкой 2 впрыскивается горючее и окислитель. На внутренней стенке камеры сгорания со стенкой 2 происходит смешение топливных компонентов при этом образуется пленка из горючего и окислителя, которая в процессе работы имеет постоянную толщину и которая препятствует нагреву стенки камеры сгорания со стенкой 2. Это дает возможность изготовить расширяющее сопло 1 и камеру сгорания со стенкой 2 из углерод-углеродного композиционного материала, как единое целое. Болтовое соединение 3 обеспечивает герметизацию форсуночной головки 4 и камеры сгорания со стенкой 2. За счет применения метода аддитивных технологий при изготовлении форсуночной головки 4 сокращается количество деталей сборочных единиц до одной.The LRE combustion chamber has a nozzle head 4, with which fuel and an oxidizing agent are injected into the combustion chamber with wall 2. On the inner wall of the combustion chamber with the wall 2, the fuel components mix and a film of fuel and oxidizer is formed, which during operation has a constant thickness and which prevents the heating of the wall of the combustion chamber with wall 2. This makes it possible to produce an expanding nozzle 1 and a combustion chamber with wall 2 of carbon-carbon composite material as a whole. The bolted connection 3 provides sealing of the nozzle head 4 and the combustion chamber with the wall 2. By applying the additive technology in the manufacture of the nozzle head 4, the number of parts of assembly units is reduced to one.

Используя современные материалы и аддитивные технологии при производстве камеры ЖРД, снижают количество сборочных единиц камеры ЖРД и уменьшают трудозатраты и время производства ЖРД в целом.Using modern materials and additive technologies in the production of the LRE chamber, they reduce the number of assembly units of the LRE chamber and reduce the labor costs and production time of the LRE as a whole.

Claims

A liquid-propellant rocket chamber having an expanding nozzle and a combustion chamber with a wall to which a nozzle head is attached, characterized in that the nozzle head made by the additive technology of layer-by-layer sintering of metal granules is connected to the wall of the combustion chamber by means of a bolt connection, the combustion chamber is made of carbon -carbon composite material as a unit with an expanding nozzle.