RU2465482C2 - Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги - Google Patents
Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги Download PDFInfo
- Publication number
- RU2465482C2 RU2465482C2 RU2010126470/06A RU2010126470A RU2465482C2 RU 2465482 C2 RU2465482 C2 RU 2465482C2 RU 2010126470/06 A RU2010126470/06 A RU 2010126470/06A RU 2010126470 A RU2010126470 A RU 2010126470A RU 2465482 C2 RU2465482 C2 RU 2465482C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- insert
- gap
- mixing head
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Studio Devices (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ) состоит из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры. Согласно изобретению вставка выполнена в виде тонкостенной оболочки из жаростойкого и жаропрочного материала, например иридия, и плотно закреплена в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры. Вставка по длине может быть близка к длине докритической части камеры и повторяет ее контур, а смесительная головка выполнена с двумя струйными форсунками, оси которых пересекаются. В предпочтительном варианте камеры зазор между вставкой и корпусом камеры имеет величину одного порядка с толщиной оболочки. Изобретение обеспечивает повышение ресурса ЖРДМТ на непрерывном и импульсном режимах работы. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения.
Известна камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ) по патенту РФ №2100636 (заявка 93010831/06 от 01.03.1993), в которой защита стенки корпуса камеры от перегрева осуществляется за счет установки в него с зазором соплового вкладыша из термостойкого материала, при этом на наружной поверхности соплового вкладыша, в районе критического сечения может быть выполнено кольцевое углубление, заполненное термостойким материалом с низкой теплопроводностью. Сопловой вкладыш прикреплен к форсуночной головке через переходник, а также прикреплен герметично к корпусу камеры. Приведенная камера сгорания может быть применена в ЖРДМТ тягой не ниже 50 Н (5 кгс). В таких двигателях за счет организации смесеобразования и пристенка обеспечивается требуемое значение распределения соотношения компонентов топлива по сечению камеры и в пристенке и, соответственно, - требуемое распределение температуры горения по сечению камеры и в пристенке.
Основным недостатком приведенной камеры сгорания является отсутствие технической возможности применения ее в ЖРДМТ особо малой тяги (0,3-1,0 Н), поскольку в таких двигателях расход компонентов топлива составляет 0,05-0,2 г/с и приходится использовать только одну пару струйных форсунок. Реализация в таких двигателях схемы смесеобразования с использованием центробежных форсунок практически исключена.
Вторым недостатком приведенной камеры сгорания является большая масса соплового вкладыша за счет большой его толщины (~2 мм) и за счет использования материала с большой плотностью (например, плотность жаростойкого и жаропрочного сплава на ниобиевой основе Нб5В2МЦ составляет ~9,0 г/см3).
Наиболее близкая по сущности конструкция камеры ЖДРМТ описана в изобретении по патенту РФ №2219363 (заявка 99105699 от 22.03.1999).
В конструкции камеры ЖРДМТ, 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 расширяющиеся части. Для обеспечения дополнительного охлаждения конструкции вставки и корпуса камеры полость зазора между корпусом камеры и вставкой сообщена с полостью камеры сгорания в зоне смесительной головки и с полостью расширяющейся части сопла двумя поясами отверстий. Принцип охлаждения камеры сгорания заключается в следующем. Истекающие из сопла с большой скоростью газы эжектируют газы из кольцевого зазора через пояс отверстий, расположенный в зоне расширяющейся части сопла, в результате чего в этом зазоре создается разрежение, и в него устремляется относительно холодный газ из пространства камеры сгорания, примыкающего к смесительной головке. Холодный газ, проходя через кольцевой зазор, охлаждает стенки корпуса камеры и вставки и выходит через два пояса отверстий в полость камеры сгорания и в расширяющуюся часть сопла. Для приведенной камеры сгорания присущи недостатки, характерные для аналога.
Задачей изобретения является защита стенки корпуса камеры ЖРДМТ особо малой тяги от воздействия неравномерной по периметру и по сечению камеры температуры продуктов горения; причиной такой неравномерности является характерное для двигателей особо малой тяги смесеобразование с применением одной пары смесительных элементов. Одна пара смесительных элементов не может обеспечить равномерное по периметру и по сечению камеры соотношение компонентов топлива и, соответственно, - равномерное распределение температуры.
Решение этой задачи позволит существенно увеличить ресурс работы ЖРДМТ на непрерывном и, особенно, - на импульсном режимах, поскольку именно на импульсных режимах работы при всевозможных сочетаниях команд и пауз происходит "накачка" тепла в стенку камеры, т.к. происходит непрерывный рост температуры стенки камеры и при достижении предельного значения температуры происходит прогар стенки камеры и выход ЖРДМТ из строя.
Решение заключается в том, что в известной камере ЖРДМТ, состоящей из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры; согласно изобретению вставка выполнена в виде тонкостенной оболочки (цилиндра) из жаростойкого и жаропрочного материала, например иридия, и плотно закреплена в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры.
Экспериментальные работы с двигателями показали, что толщина стенки корпуса камеры, выполненной из иридия методом гальванопластики, в пределах 0,1 мм вполне обеспечивает работоспособность ЖРДМТ при давлении в камере до 1 МПа, поэтому предлагается толщину стенки вставки выбрать равной 0,1-0,12 мм, что приводит к незначительному увеличению массы камеры двигателя. Для двигателя тягой ≈ 1 Н увеличение массы составляет 1,7 г.
Длина вставки может быть выполнена равной длине докритической части камеры, т.е. может охватывать цилиндрическую часть камеры и докритическую (сужающуюся) часть сопла, повторяя ее форму. Жаростойкая и жаропрочная вставка, выполненная из иридия, не требует нанесения на ее поверхности защитного покрытия и работоспособна при температуре стенки ≥2000°С, что является гарантией работоспособности двигателя в широком диапазоне импульсных режимов и обеспечения высокой надежности. Выполнять корпус камеры целиком из иридия нецелесообразно, поскольку при толщине стенки, порядка 1,5-2 мм, рассчитанной из условия жесткости конструкции, приведет к увеличению массы ~ в 2,7 раза, т.к. плотность иридия составляет 20,4 г/см3, а плотность ниобиевого сплава, из которого предполагается изготавливать корпус камеры, составляет ~ 9 г/см3.
В предпочтительном варианте камеры предлагается смесительную головку выполнять с двумя струйными форсунками с пересекающимися осями, а величину зазора выбирать близкой к толщине стенки вставки.
Предлагаемая конструкция камеры сгорания приведена на фиг.1; на фиг.2 приведен чертеж вставки.
Камера состоит из форсуночной головки 1 с форсунками окислителя 2 и горючего 3, корпуса камеры 4, вставки 5, установленной с кольцевым зазором 6.
Принцип защиты корпуса камеры 4 от перегрева и последующего прогара состоит в следующем. Окислитель и горючее, проходя через соответствующие форсунки 2, 3 и столкнувшись в объеме камеры, вступают в химическое взаимодействие друг с другом с образованием продуктов горения. В ЖРДМТ особо малой тяги из-за чрезвычайно малых расходов компонентов топлива возможно применение только одной пары смесительных элементов, что сказывается на качестве подготавливаемой для воспламенения смеси и последующего процесса ее сгорания: неравномерное по сечению и периметру корпуса камеры 4 с вставкой 5 распределение соотношения компонентов топлива приводит к неравномерному распределению температуры по периметру вставки 5; при этом температура вставки 5 колеблется в широком диапазоне и, в случае отсутствия вставки 5, может достигнуть предельного значения, приводящего к прогару стенки. Кроме того, высокая температура стенки корпуса камеры создает большие тепловые потоки, которые за счет теплопроводности передаются к форсуночной головке и приводят к ее перегреву.
Вставка 5, выполненная из жаропрочного и жаростойкого материала, устанавливается с зазором концентрично относительно корпуса камеры 4, создавая экран, и принимает на себя тепловые потоки из камеры, тем самым предотвращая перегрев корпуса камеры. Малая толщина, а следовательно, и малая масса стенки вставки 5 не позволяет аккумулироваться в нее тепловой энергии на всех режимах работы двигателя, особенно в импульсных режимах, что позволяет поддерживать температуру стенки вставки 5, стенки корпуса камеры 4 и форсуночной головки 1 в рабочем диапазоне.
Из-за большого различия эксплуатационной температуры вставки 5 и эксплуатационной температуры корпуса камеры 4 (например, эксплуатационная (рабочая) температура вставки, выполненной из иридия, составляет ~2100°С, а эксплуатационная температура корпуса камеры, выполненного из ниобиевого сплава Нб5 В2МЦ, составляет ~1200°С) обеспечивается работоспособность корпуса камеры 4 с высокой степенью надежности. Этому способствует и кольцевой зазор 6 между корпусом камеры 4 и вставкой 5 как дополнительное и значительное тепловое сопротивление.
Для случая исполнения варианта камеры сгорания, когда длина вставки 5 выполнена равной длине докритической части корпуса камеры (т.е. включает в себя цилиндрическую часть корпуса камеры и докритическую часть сопла) за счет высокой скорости истекающих из камеры продуктов сгорания из кольцевой полости 6 эжектируется газ, в ней возникает разрежение, что приводит к дополнительному уменьшению теплового потока от вставки к корпусу камеры и повышению работоспособности корпуса камеры 4.
Предлагаемое решение значительно повышает работоспособность корпуса камеры, а вместе с этим - работоспособность ЖРДМТ, за счет передачи функции тепловой защиты от корпуса камеры к вставке, при этом увеличение массы камеры сгорания незначительно и применительно к двигателю тягой ≈1Н составляет ~1,7 г. Это решение применимо и для всех ЖРДМТ, имеющих ограничения по себестоимости, т.к. передача функции тепловой защиты от корпуса камеры к вставке позволяет использовать для изготовления корпуса камеры более технологичные и дешевые материалы, вплоть до нержавеющей стали.
Claims (4)
1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры, отличающаяся тем, что вставка выполнена в виде тонкостенной оболочки из жаростойкого материала, например иридия, и плотно закреплена в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры.
2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что вставка заканчивается вблизи критической части сопла и повторяет ее контур.
3. Камера по п.1 или 2, отличающаяся тем, что смесительная головка выполнена с двумя струйными форсунками, оси которых пересекаются.
4. Камера по п.1, отличающаяся тем, что зазор между вставкой и корпусом камеры имеет величину одного порядка с толщиной оболочки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010126470/06A RU2465482C2 (ru) | 2010-06-28 | 2010-06-28 | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010126470/06A RU2465482C2 (ru) | 2010-06-28 | 2010-06-28 | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010126470A RU2010126470A (ru) | 2012-01-10 |
RU2465482C2 true RU2465482C2 (ru) | 2012-10-27 |
Family
ID=45783294
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010126470/06A RU2465482C2 (ru) | 2010-06-28 | 2010-06-28 | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2465482C2 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
RU2726862C1 (ru) * | 2019-04-18 | 2020-07-16 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2727736C1 (ru) * | 2019-04-18 | 2020-07-23 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3353359A (en) * | 1966-01-26 | 1967-11-21 | James E Webb | Multislot film cooled pyrolytic graphite rocket nozzle |
RU2100636C1 (ru) * | 1993-03-01 | 1997-12-27 | Научно-исследовательский институт машиностроения Министерства промышленности России | Камера жидкостного ракетного двигателя |
FR2836699A1 (fr) * | 2002-03-04 | 2003-09-05 | Eads Launch Vehicles | Moteur de fusee |
RU2219363C2 (ru) * | 1999-03-22 | 2003-12-20 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
DE102005036137A1 (de) * | 2005-07-26 | 2007-02-01 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
-
2010
- 2010-06-28 RU RU2010126470/06A patent/RU2465482C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3353359A (en) * | 1966-01-26 | 1967-11-21 | James E Webb | Multislot film cooled pyrolytic graphite rocket nozzle |
RU2100636C1 (ru) * | 1993-03-01 | 1997-12-27 | Научно-исследовательский институт машиностроения Министерства промышленности России | Камера жидкостного ракетного двигателя |
RU2219363C2 (ru) * | 1999-03-22 | 2003-12-20 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
FR2836699A1 (fr) * | 2002-03-04 | 2003-09-05 | Eads Launch Vehicles | Moteur de fusee |
DE102005036137A1 (de) * | 2005-07-26 | 2007-02-01 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
RU2726862C1 (ru) * | 2019-04-18 | 2020-07-16 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2727736C1 (ru) * | 2019-04-18 | 2020-07-23 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010126470A (ru) | 2012-01-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2345238C1 (ru) | Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2465482C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
US6662550B2 (en) | Method and apparatus for improving the efficiency of pulsed detonation engines | |
US10563619B2 (en) | Aerospace turbofan engines | |
JP2007192221A (ja) | ロケットエンジン用のアコースティックキャビティマニフォルド、ロケットエンジン及びロケットエンジンの比推力効率を向上させる方法 | |
US6209312B1 (en) | Rocket motor nozzle assemblies with erosion-resistant liners | |
RU2472962C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры | |
RU2527825C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель малой тяги | |
RU2577908C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель малой тяги | |
US2733570A (en) | macpherson | |
US20210190012A1 (en) | Propulsion device for liquid propellant rocket engine | |
CN117128107A (zh) | 一种双模爆震推力室 | |
CN109441666B (zh) | 尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机 | |
RU2429368C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива (варианты) | |
RU2581756C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2511791C1 (ru) | Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя | |
RU2382226C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2192555C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
US7293402B2 (en) | Injection head for a liquid-propelled rocket engine | |
RU2532640C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2171388C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2681733C1 (ru) | Камера жрд | |
CN114991997B (zh) | 一种身部和推力室 | |
RU2727736C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2339829C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190629 |