RU2219363C2 - Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги - Google Patents
Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги Download PDFInfo
- Publication number
- RU2219363C2 RU2219363C2 RU99105699/06A RU99105699A RU2219363C2 RU 2219363 C2 RU2219363 C2 RU 2219363C2 RU 99105699/06 A RU99105699/06 A RU 99105699/06A RU 99105699 A RU99105699 A RU 99105699A RU 2219363 C2 RU2219363 C2 RU 2219363C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- insert
- nozzle
- combustion chamber
- housing
- Prior art date
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги состоит из смесительной головки и корпуса камеры с концентрично и с зазором расположенной внутри него вставкой. Вставка выполнена в виде камеры сгорания с соплом, имеющим сужающуюся и расширяющуюся части. Полость зазора между корпусом камеры и вставкой сообщена с одной стороны с полостью камеры сгорания в зоне смесительной головки, а с другой стороны - с полостью расширяющейся части сопла. Изобретение позволяет обеспечить дополнительное охлаждение конструкции вставки и корпуса камеры при сохранении высокой экономичности двигателя. 3 з.п.ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к организации охлаждения камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ).
Известна конструкция камеры ракетного двигателя, в которой применено охлаждение сопла (патент США 3092963). Камера имеет цилиндрический корпус, в котором размещена твердотопливная шашка; в этом же корпусе за твердотопливной шашкой установлено сопло, имеющее сужающуюся часть, горловину и расширяющуюся часть. Кольцевое пространство между корпусом и стенкой сопла также заполнено твердотопливной шашкой. Между твердотопливной шашкой и стенкой сопла имеется канал для протока газа. Отличие этой твердотопливной шашки от основной, размещенной в цилиндрическом корпусе, заключается в том, что при сгорании ее образуется более холодный газ. Твердотопливная шашка, размещенная в кольцевом пространстве сопла, воспламеняется от горячих продуктов сгорания основной шашки, которые проникают в кольцевое пространство через отверстия в сужающейся части сопла. На каналах расширяющейся части сопла установлены клапаны, открывая или закрывая которые можно продукты сгорания из кольцевого пространства сопла перепускать по каналам в закритическую часть сопла.
В первом случае более холодный газ, протекая по стенке сужающейся части сопла, горловины и расширяющейся части, изолирует его от контакта с горячим газом продуктов сгорания основной твердотопливной шашки, обеспечивая тем самым защиту сопла от перегрева. Во втором случае газ, выходя через отдельные клапаны (одни закрыты, другие открыты) в закритическую часть сопла, изменяют направление вектора тяги двигателя и тем самым изменяют траекторию полета ракеты.
Недостатком известного решения является узкая область применения из-за короткого времени работы, обусловленного временем горения шашек.
Известна конструкция камеры сгорания с охлаждением (патент США 3353359). Камера выполнена с многослойной стенкой; внутренняя стенка выполнена из набора кольцевых графитовых вставок, в местах стыка которых предусмотрены радиальные отверстия для охлаждения внутренней поверхности стенки камеры сгорания, а также сужающейся и расширяющейся частей сопла. На внешней поверхности внутренней стенки камеры выполнены пазы для протока охлаждающего рабочего тела. Через радиальные отверстия внутренней стенки рабочее тело поступает в камеру сгорания, создавая пленочное охлаждение стенок камеры и сопла.
Недостатками данной конструкции являются
- большой заклапанный объем по тракту охлаждающего компонента, включающий в себя объем проходных пазов на наружной поверхности внутренней стенки, и объем охлаждающих отверстий;
- большая масса камеры из-за толстых стенок;
- технологическая сложность изготовления;
- большие потери экономичности из-за охлаждения сужающегося и расширяющегося участков сопла жидким компонентом топлива, который не участвует в процессе горения, а вылетает за пределы двигателя.
- большой заклапанный объем по тракту охлаждающего компонента, включающий в себя объем проходных пазов на наружной поверхности внутренней стенки, и объем охлаждающих отверстий;
- большая масса камеры из-за толстых стенок;
- технологическая сложность изготовления;
- большие потери экономичности из-за охлаждения сужающегося и расширяющегося участков сопла жидким компонентом топлива, который не участвует в процессе горения, а вылетает за пределы двигателя.
Наиболее близкая по сущности конструкция камеры ЖРДМТ описана в изобретении по патенту РФ 2100636, МПК F 02 К 9/62. Камера состоит из смесительной головки, корпуса камеры с концентрично и с зазором расположенной внутри него камерой сгорания с сопловым вкладышем, выполненными в виде одной детали-вставки. Вставка выполнена из жаропрочного жаростойкого материала.
Защита камеры от теплового разрушения обеспечивается материалом вставки и его защитным покрытием, а корпус камеры отделен от вставки термосопротивлением в виде кольцевого зазора.
Такая камера ЖРДМТ имеет ограничения по циклограмме работы двигателя, т. к. перегрев вставки может привести к разрушению корпуса камеры и самой вставки.
Задачей изобретения является обеспечение дополнительного охлаждения конструкции вставки и корпуса камеры при сохранении высокой экономичности двигателя. Решение этой задачи позволит существенно сократить ограничения по времени непрерывного включения и количеству импульсных включений с короткими паузами.
Решение заключается в изменении конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящей из смесительной головки, соединенной с корпусом камеры, в котором концентрично и с зазором относительно него установлена вставка в виде камеры сгорания с соплом, имеющим сужающуюся и расширяющуюся части. Для достижения планируемого результата полость зазора между корпусом камеры и вставкой сообщена с полостью камеры сгорания в зоне смесительной головки, с одной стороны, и с полостью расширяющейся части сопла - с другой стороны.
На стенке камеры сгорания во вставке может быть выполнен хотя бы один пояс сквозных отверстий для частичного отвода парогаза, протекающего в полости зазора между корпусом и вставкой, и образования завесного охлаждения сопловой части.
Во вставке, в расширяющейся части сопла, также может быть выполнен дополнительный пояс сквозных отверстий.
Во вставке, в районе минимального сечения сопла, может быть выполнена кольцевая проточка, в которой с зазором установлено кольцо из теплоизоляционного материала.
Предлагаемая конструкция приведена на чертеже. Она состоит из смесительной головки 1, переходника 2, корпуса камеры 3, вставки 4, образующей с корпусом 3 кольцевой зазор 5. В полость камеры сгорания 6 внутри вставки 4 выходят сквозные отверстия 7, а в полость расширяющейся части сопла - сквозные отверстия 8. На поверхности вставки 4, в районе минимального сечения сопла, выполнена кольцевая проточка 9, в которой с зазором установлено кольцо 10 из теплоизоляционного материала. Переходник 2, корпус камеры 3 выполнены из конструкционной стали 12Х18Н10Т, кольцо 10 - из материала с низкой плотностью и низкой теплопроводностью (например, картон МКРК-500). Корпус камеры 3 выполнен таким образом, что внутренний контур криволинейной поверхности ее сопловой части является продолжением внутреннего контура расширяющейся части сопла вставки 4.
Вставка 4 выполнена из жаростойкого и жаропрочного ниобиевого сплава с нанесенном на все ее поверхности покрытием типа дисилицид молибдена.
Соотношение суммарных площадей отверстий 7 и 8, а также расположение поясов этих отверстий относительно минимального сечения подбирается в зависимости от требуемой степени полноты сгорания топлива и требований защиты стенки вставки 4 и корпуса камеры 3 от перегрева.
Принцип охлаждения камеры сгорания заключается в следующем. Истекающие из сопла с большой скоростью газы эжектируют газы из кольцевого зазора 5 через отверстия 8, в результате чего в этом зазоре создается разрежение и в него устремляется относительно холодный газ (пары топлива и продукты неполного сгорания) из пространства камеры сгорания, примыкающего к смесительной головке 1. Холодный газ, проходя через кольцевой зазор 5, охлаждает стенки корпуса камеры 3 и вставки 4 и выходит через пояс отверстий 7 в полость камеры сгорания 6, а через пояс отверстий 8 - в расширяющуюся часть сопла вставки 4. Газ, выходящий через пояс отверстий 7 в полость камеры сгорания 6, частично участвует в процессе горения, частично продолжает движение по стенке сужающейся сопловой части вставки, создавая завесу из более холодного газа. Таким образом происходит охлаждение сопловой части вставки. Газ, выходящий из кольцевого зазора 5 через пояс отверстий 8, охлаждает расширяющуюся часть сопла корпуса камеры 3.
Предлагаемое решение позволяет
- получить высокую степень полноты сгорания топлива в камере, изготовленной из обычной конструкционной стали 12Х18Н10Т с установленной в ней вставкой из жаропрочного и жаростойкого ниобиевого сплава;
- обеспечить охлаждение стенок корпуса камеры, камеры сгорания и сопла продуктами неполного сгорания компонентов топлива, поступающими из пространства камеры, примыкающего к смесительной головке, в кольцевой зазор, образованный корпусом камеры и установленной в нем вставкой;
- повысить надежность ЖРДМТ при эксплуатации за счет применения в конструкции камеры обычной хромоникелевой стали 12Х18Н10Т без жаростойких покрытий, требующих особых мер предосторожности при обслуживании двигателя;
- повысить технологичность и снизить себестоимость камеры ЖРДМТ по сравнению с камерой, изготовленной целиком из жаропрочного и жаростойкого сплава.
- получить высокую степень полноты сгорания топлива в камере, изготовленной из обычной конструкционной стали 12Х18Н10Т с установленной в ней вставкой из жаропрочного и жаростойкого ниобиевого сплава;
- обеспечить охлаждение стенок корпуса камеры, камеры сгорания и сопла продуктами неполного сгорания компонентов топлива, поступающими из пространства камеры, примыкающего к смесительной головке, в кольцевой зазор, образованный корпусом камеры и установленной в нем вставкой;
- повысить надежность ЖРДМТ при эксплуатации за счет применения в конструкции камеры обычной хромоникелевой стали 12Х18Н10Т без жаростойких покрытий, требующих особых мер предосторожности при обслуживании двигателя;
- повысить технологичность и снизить себестоимость камеры ЖРДМТ по сравнению с камерой, изготовленной целиком из жаропрочного и жаростойкого сплава.
Claims (4)
1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки, корпуса камеры с концентрично и с зазором расположенной внутри него вставкой в виде камеры сгорания с соплом, имеющим сужающуюся и расширяющуюся части, отличающаяся тем, что полость зазора между корпусом камеры и вставкой сообщена с одной стороны с полостью камеры сгорания в зоне смесительной головки, с другой - с полостью расширяющейся части сопла.
2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что на стенке камеры сгорания выполнен хотя бы один пояс сквозных отверстий.
3. Камера по п.1 или 2, отличающаяся тем, что в расширяющейся части сопла во вставке выполнен пояс сквозных отверстий.
4. Камера по любому из пп.1, 2 или 3, отличающаяся тем, что на наружной поверхности вставки, в районе минимального сечения сопла, выполнена кольцевая проточка, в которой с зазором установлено кольцо из теплоизоляционного материала.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99105699/06A RU2219363C2 (ru) | 1999-03-22 | 1999-03-22 | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99105699/06A RU2219363C2 (ru) | 1999-03-22 | 1999-03-22 | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU99105699A RU99105699A (ru) | 2001-01-10 |
RU2219363C2 true RU2219363C2 (ru) | 2003-12-20 |
Family
ID=32065129
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU99105699/06A RU2219363C2 (ru) | 1999-03-22 | 1999-03-22 | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2219363C2 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2465482C2 (ru) * | 2010-06-28 | 2012-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2532640C2 (ru) * | 2010-11-17 | 2014-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2581756C2 (ru) * | 2013-12-17 | 2016-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2704518C1 (ru) * | 2018-07-31 | 2019-10-29 | Акционерное общество "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2720596C1 (ru) * | 2018-11-08 | 2020-05-12 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" (ФГБОУ ВО "ВГТУ") | Камера жидкостного ракетного двигателя |
-
1999
- 1999-03-22 RU RU99105699/06A patent/RU2219363C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2465482C2 (ru) * | 2010-06-28 | 2012-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2532640C2 (ru) * | 2010-11-17 | 2014-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2581756C2 (ru) * | 2013-12-17 | 2016-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2704518C1 (ru) * | 2018-07-31 | 2019-10-29 | Акционерное общество "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2720596C1 (ru) * | 2018-11-08 | 2020-05-12 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" (ФГБОУ ВО "ВГТУ") | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2243403C2 (ru) | Ракетный двигатель (варианты) и ротор для него (варианты), способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе (варианты) и способ охлаждения ракетного двигателя | |
US6668541B2 (en) | Method and apparatus for spraying fuel within a gas turbine engine | |
US2770097A (en) | Cooling systems for engines that utilize heat | |
US4023355A (en) | Combination diffuser, thermal barrier, and interchamber valve for rockets | |
US5125793A (en) | Turbine blade cooling with endothermic fuel | |
RU2134813C1 (ru) | Устройство впрыскивания топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата | |
US3374954A (en) | Nozzle cooling and thrust vector control apparatus | |
US4474140A (en) | Steam generator | |
US4377067A (en) | Steam generator | |
RU2219363C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
US6860099B1 (en) | Liquid propellant tracing impingement injector | |
US3092963A (en) | Vector control system | |
EP0198077B1 (en) | Gas turbine engine | |
EP1156280B1 (en) | Gas turbine engine liner | |
USH1380H (en) | Combustor liner cooling system | |
RU2151318C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2422664C2 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2581756C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
CN110475963B (zh) | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 | |
US3568445A (en) | Thrust gas generator and method of operation | |
JPS63143422A (ja) | ガスタ−ビン燃焼器 | |
US3267676A (en) | Fuel burner structure | |
US5125596A (en) | Fluid shielded movable strut for missile and rocket thrust vector control | |
RU2429368C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) | |
RU2428579C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива с поворотным управляющим соплом (варианты) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050323 |