RU2554690C1 - Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты - Google Patents
Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU2554690C1 RU2554690C1 RU2014126505/06A RU2014126505A RU2554690C1 RU 2554690 C1 RU2554690 C1 RU 2554690C1 RU 2014126505/06 A RU2014126505/06 A RU 2014126505/06A RU 2014126505 A RU2014126505 A RU 2014126505A RU 2554690 C1 RU2554690 C1 RU 2554690C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- combustion chamber
- linear expansion
- ceramic composite
- power plant
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Предлагаемое техническое решение относится к области ракетных и реактивных двигательных установок и описывает устройство углерод-углеродной камеры сгорания маршевой силовой установки крылатой ракеты.
Известен корпус камеры сгорания летательного аппарата (патент РФ №2430306, 2010 г.), выполненный как многослойное изделие, содержащее металлическую обечайку, несущую механическую нагрузку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°C. Толщина каждого слоя подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения. Использование такой камеры при температурах, близких к 2000°C, значительно сказывается на толщинах используемых слоев, что приводит к существенному увеличению габаритов и массы камеры сгорания, снижению экономичности установки. Многослойная составная конструкция усложняет изготовление и снижает надежность изделия в целом.
Целью предлагаемого технического решения является устранение указанных недостатков: уменьшение массы и габаритов камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты при одновременном повышении экономичности силовой установки, а так же упрощение конструкции и повышение ее надежности.
Указанная цель достигается тем, что:
1. Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты, выполненная в виде многослойного изделия, содержащая обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами, с коэффициентом линейного расширения и модулем упругости, обеспечивающим температурную и механическую совместимость с обечайкой и толщиной, подобранной таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется, отличающаяся тем, что обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа, причем слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°C, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C.
2. Камера сгорания крылатой ракеты по п.1, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена неразъемной, обечайка выполнена зацело с нерегулируемым соплом силовой установки, имеет коническо-цилиндрическую форму, с расположенными на входной кромке штифто-шпилечными крепежными элементами для состыковки с силовой установкой.
Выполнение обечайки камеры сгорания (КС) из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, позволяет работать на больших высотах и при больших скоростях полета с температурой в КС порядка 2000°C без охлаждения и увеличения толщины стенки КС, вследствие высокой термопрочности и термостойкости материала.
Повышение рабочей температуры продуктов сгорания топлива до 2000°C на рабочих режимах обеспечивает более высокую полноту сгорания топлива, что так же повышает экономичность силовой установки.
Штифто-шпилечное соединение для состыковки КС с силовой установкой позволяет компенсировать разность тепловых расширений КС и силовой установки и обеспечить надежность соединения.
Выполнение КС неразъемной коническо-цилиндрической формы повышает прочность конструкции, упрощает изготовление, снижает массу и габаритные размеры.
На фиг. 1 представлена предлагаемая камера сгорания крылатой ракеты с условно изображенной границей КС и сопла. На фиг. 2 изображены крепежные элементы КС к силовой установке.
Предлагаемая камера сгорания крылатой ракеты фиг. 1.
Обечайка камеры сгорания - 1
Сопловая часть камеры сгорания - 2
Шпильки - 3
Штифт - 4
Защитное керамическое покрытие - 5.
Камера сгорания (КС) крылатой ракеты имеет коническо-цилиндрическую форму, состоит из обечайки камеры сгорания (1) и сопловой части (2), выполненных зацело из керамического материала. Со стороны протекания продуктов сгорания на поверхность обечайки КС и сопла нанесено теплозащитное керамическое покрытие (5), непосредственно контактирующее с продуктами сгорания, снижающего тепловой поток и защищающего от окисления корпус КС. На входе КС в относительно холодной зоне, не подвергаясь усиленному тепловому воздействию, с торцевой части, расположены шпильки (3) и штифт (4) для состыковки КС с силовой установкой крылатой ракеты.
Камера сгорания является составной частью силовой установки. Отсутствие необходимости охлаждения КС повышает экономичность силовой установки, за счет использования всего предварительно сжатого воздуха, проходящего через силовую установку, для получения тяги.
Таким образом, предложенная камера сгорания крылатой ракеты, выполненная зацело с соплом, имеет следующие оригинальные технические решения:
обечайка камеры выполнена из теплостойкого керамического материала, снижающего массу изделия, повышающего прочностные характеристики конструкции на высоких температурных режимах работы;
работа на высоких температурных режимах повышает экономичность силовой установки;
штифто-шпилечное соединение с силовой установкой снижает массу изделия, повышает надежность соединения и прочность конструкции в целом;
корпус камеры сгорания неразъемный, что позволяет уменьшить массу камеры, упростить технологию изготовления, повысить прочностные характеристики изделия;
камера сгорания неохлаждаемая, что позволяет повысить экономичность силовой установки, используя весь воздух для получения тяги; что позволяет существенно уменьшить габариты и массу КС и ракеты, повысить прочностные характеристики и упростить изготовление, а так же повысить тягово-экономические характеристики крылатой ракеты.
Claims (2)
1. Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты, выполненная в виде многослойного изделия, содержащая обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами, с коэффициентом линейного расширения и модулем упругости, обеспечивающим температурную и механическую совместимость с обечайкой и толщиной, подобранной таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется, отличающаяся тем, что обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа, причем слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C.
2. Камера сгорания крылатой ракеты по п. 1, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена неразъемной, обечайка выполнена зацело с нерегулируемым соплом силовой установки, имеет коническо-цилиндрическую форму, с расположенными на входной кромке штифто-шпилечными крепежными элементами для состыковки с силовой установкой.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014126505/06A RU2554690C1 (ru) | 2014-07-01 | 2014-07-01 | Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014126505/06A RU2554690C1 (ru) | 2014-07-01 | 2014-07-01 | Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2554690C1 true RU2554690C1 (ru) | 2015-06-27 |
Family
ID=53498612
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014126505/06A RU2554690C1 (ru) | 2014-07-01 | 2014-07-01 | Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2554690C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2699036A (en) * | 1950-12-09 | 1955-01-11 | Carborundum Co | Ceramic lined, lightweight rocket motor structure and like device |
US5352529A (en) * | 1991-05-13 | 1994-10-04 | Auto-Air Composites, Inc. | Lightweight thrust vectoring panel |
RU2178530C2 (ru) * | 1997-01-29 | 2002-01-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Газотурбинная установка с облицованным керамическими камнями корпусом камеры сгорания |
US6389801B1 (en) * | 1998-12-17 | 2002-05-21 | Daimlerchrysler Ag | Jet propulsion power unit with non-metal components |
RU2430306C1 (ru) * | 2010-02-18 | 2011-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Корпус камеры сгорания летательного аппарата |
-
2014
- 2014-07-01 RU RU2014126505/06A patent/RU2554690C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2699036A (en) * | 1950-12-09 | 1955-01-11 | Carborundum Co | Ceramic lined, lightweight rocket motor structure and like device |
US5352529A (en) * | 1991-05-13 | 1994-10-04 | Auto-Air Composites, Inc. | Lightweight thrust vectoring panel |
RU2178530C2 (ru) * | 1997-01-29 | 2002-01-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Газотурбинная установка с облицованным керамическими камнями корпусом камеры сгорания |
US6389801B1 (en) * | 1998-12-17 | 2002-05-21 | Daimlerchrysler Ag | Jet propulsion power unit with non-metal components |
RU2430306C1 (ru) * | 2010-02-18 | 2011-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Корпус камеры сгорания летательного аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10443409B2 (en) | Turbine blade with ceramic matrix composite material construction | |
US7908867B2 (en) | Wavy CMC wall hybrid ceramic apparatus | |
EP2784272B1 (en) | A gas turbine seal segment formed of ceramic matrix composite material | |
RU2312224C2 (ru) | Газовая турбина (варианты) | |
US20200248569A1 (en) | Turbine vane assembly with cooling feature | |
US8528339B2 (en) | Stacked laminate gas turbine component | |
US20140023490A1 (en) | Fastener | |
US20150345308A1 (en) | Turbine component | |
EP3254953B1 (en) | Thermal insulaton blanket | |
US20170022840A1 (en) | Seal segment for a gas turbine engine | |
US20170248312A1 (en) | Combustor Assembly | |
US9759163B2 (en) | Combustion chamber provided with a tubular element | |
US10508599B2 (en) | Gas turbine engine exhaust system | |
RU2554690C1 (ru) | Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты | |
US20170030582A1 (en) | Combustor for a gas turbine engine | |
US20170248314A1 (en) | Combustor Assembly | |
CN218577044U (zh) | 一种发动机壳体与喷管一体化结构 | |
US20140318151A1 (en) | Volute with two chambers for a gas turbine | |
RU2430306C1 (ru) | Корпус камеры сгорания летательного аппарата | |
US9458755B2 (en) | Radiant heat discharge arrangement | |
US20140238027A1 (en) | Thermally compliant dual wall liner for a gas turbine engine | |
US10087767B2 (en) | Pre-diffuser with multiple radii | |
CN214368597U (zh) | 一种用于重型燃机非金属膨胀节联合护环组件 | |
RU2643927C1 (ru) | Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из композиционных материалов | |
US11035616B2 (en) | Fuel heat exchanger with a barrier |