RU2623610C1

RU2623610C1 - Водородно-кислородный ракетный двигатель малой тяги

Info

Publication number: RU2623610C1
Application number: RU2016121752A
Authority: RU
Inventors: Виталий Николаевич Градов; Юрий Иванович Гуляев; Владимир Васильевич Рыжков
Priority date: 2016-06-01
Filing date: 2016-06-01
Publication date: 2017-06-28

Abstract

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н₂) и кислороде (О₂) в космическом пространстве в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Двигатель содержит свечу зажигания поверхностного разряда 1, разрядную полость 2 свечи зажигания, диафрагму 3, каналы 4, соединяющие разрядную полость 2 свечи зажигания и первую камеру 5, в которую поступают водород и продукты сгорания, истекающие из диафрагмы 3, вторую камера 6, в которую поступают закрученный кислород и газовая смесь из первой камеры 5, центробежную форсунку водорода 8; центробежную форсунку кислорода 10. Форсунки 8 и 10 образуют двухкомпонентную центробежную газовую форсунку. Центробежная форсунка горючего 11 для внутреннего охлаждения камеры сгорания и сопла, камера сгорания 12, докритическая часть сопла 13. Все оси двухкомпонентных центробежных газовых форсунок расположены под углом к оси двигателя, этот угол может составлять 35-45°. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода путем приготовления смеси водорода и кислорода, способной сгорать наиболее полным образом. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н₂) и кислороде (О₂) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Особенно эффективны такие двигатели в составе двигательных установок космических аппаратов на основе электролиза воды и РДМТ на газообразных водороде и кислороде - продуктах электролиза воды.

Известен ракетный двигатель малой тяги (диссертация на соискание кандидата технических наук «Рабочие процессы в ракетном двигателе малой тяги на газообразных компонентах топлива кислород и метан» Чудиной Юлии Сергеевны, Московский авиационный институт. Москва, 2014, http://www.mai.ru/events/defence/index.php?ELEMENT_ID=49826, стр. 51), в котором форкамера (иначе - предкамера) для воспламенения компонентов топлива образована уменьшенным проходным сечением центрального отверстия. Непосредственный подвод компонентов топлива в область свечи зажигания отсутствует, воспламенение топлива происходит при попадании компонентов из камеры сгорания в разрядную полость свечи.

Недостатком является и то, что в таком двигателе добиться высокой стабильности процесса воспламенения и высокой полноты сгорания топлива невозможно, учитывая предложенную организацию процесса воспламенения и малые объемы камеры сгорания (малые времена пребывания топлива в камере сгорания), так как компоненты топлива в газообразном состоянии за счет диффузии перемешиваются сравнительно медленно. Увеличение объема камеры сгорания нерационально из-за ухудшения динамических параметров двигателя, проблем обеспечения теплового состояния камеры и увеличения весовых параметров РДМТ.

Известен двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции (Эппель М.А., Шёман Л., Беркман Д.К. «Двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции». 1987, аннотация реферата. «Представлены результаты работ по созданию высокоэффективного двигателя малой тяги на газообразных водороде и кислороде. Проведено исследование воспламенения и охлаждения. Камера сгорания - рениевая. Способ подачи водорода и кислорода происходит с помощью шести осевых струй, направленных радиально к центральному электроду»).

Недостатком этого технического решения является неоптимальная по составу смесь водорода и кислорода, которую нужно воспламенять при работе двигателя, особенно в импульсном режиме и неэффективное перемешивание водорода и кислорода при горении.

Технической задачей настоящего изобретения является увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода путем приготовления смеси водорода и кислорода, способной сгорать наиболее полным образом.

Данная задача решается за счет того, что ракетный двигатель, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания, отличающийся тем, что перед камерой сгорания установлены двухкомпонентные центробежные форсунки с возможностью получения смеси водорода и кислорода и подачи этой смеси в камеру сгорания, при этом форсунки расположены равномерно по окружности в плоскости головки и оси которых направлены под углом к оси двигателя, число форсунок - четное.

Кроме того, форсунки установлены с возможностью закрутки водорода и кислорода в противоположных направлениях.

Кроме того, в рядом расположенных форсунках, в окружном направлении каналы водорода и кислорода чередуются.

Кроме того, поверхность, контактирующая с продуктами сгорания, покрыта жаропрочным и жаростойким материалом на основе графита.

Кроме того, оси двухкомпонентных центробежных газовых форсунок могут быть расположены под углом к оси двигателя 35-45°, при этом величина этого угла ограничена габаритами головки двигателя.

Установка перед камерой сгорания двухкомпонентных центробежных форсунок позволяет подавать в камеру сгорания подготовленную смесь водорода и кислорода, что приводит к увеличению полноты сгорания смеси и увеличению эффективности работы двигателя.

Равномерное расположение четного числа форсунок по окружности в плоскости головки позволяет наиболее равномерно осуществлять закрутку компонентов топливной смеси.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлен двигатель малой тяги. На чертеже изображены:

свеча зажигания поверхностного разряда 1, разрядная полость 2 свечи зажигания, диафрагма 3, каналы 4, камера 5, в которую поступает водород, камера 6, в которую поступает закрученный кислород, каналы подачи 7 компонента в центробежную форсунку водорода 8, каналы подачи 9 компонента в центробежную форсунку кислорода 10, форсунки 8 и 10 образуют двухкомпонентную центробежную газовую форсунку (таких форсунок шесть), каналы подачи горючего 11 для внутреннего охлаждения камеры сгорания и сопла, камера сгорания 12 с головкой камеры сгорания, докритическая часть сопла 13.

Работа двигателя осуществляется следующим образом.

После включения электроклапанов водорода и кислорода (на чертеже не показаны) водород и кислород по каналам 4 и диафрагме 3 поступают в разрядную полость 2 свечи зажигания поверхностного разряда 1. В разрядной полости 2 водород и кислород воспламеняются и в виде факела продуктов сгорания поступают в камеру 5, в которую поступает закрученный водород, далее смесь продуктов сгорания и водорода поступает в камеру 6, в которую поступает закрученный кислород и в которой завершается процесс формирования факела топливной смеси водорода и кислорода. Затем в камере сгорания 12 воспламеняется и сгорает основная топливная смесь.

Одновременно с описанными выше процессами происходит подача водорода через каналы подачи водорода 7 в центробежную форсунку водорода 8, одновременно из каналов подачи кислорода 9 и центробежную форсунку кислорода 10 происходит подача основной части компонентов топлива в камеру сгорания. Далее основное топливо воспламеняется, сгорает и продукты сгорания движутся в докритической части сопла 13, сверхкритической части сопла и истекают из сопла, создавая тягу двигателя.

Для предотвращения прогара стенки камеры сгорания и сопла применяется внутреннее охлаждение с помощью каналов подачи горючего 11.

Claims

1. Водородно-кислородный ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания, отличающийся тем, что перед камерой сгорания установлены двухкомпонентные центробежные форсунки с возможностью получения смеси водорода и кислорода и подачи этой смеси в камеру сгорания, при этом форсунки расположены равномерно по окружности в плоскости головки и оси которых направлены под углом к оси двигателя, число форсунок - четное.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что форсунки установлены с возможностью закрутки водорода и кислорода в противоположных направлениях.

3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в рядом расположенных форсунках в окружном направлении каналы водорода и кислорода чередуются.

4. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что поверхность, контактирующая с продуктами сгорания, покрыта жаропрочным и жаростойким материалом на основе графита.

5. Ракетный двигатель п. 1, отличающийся тем, что оси двухкомпонентных центробежных газовых форсунок могут быть расположены под углом к оси двигателя 35-45°, при этом величина этого угла ограничена габаритами головки двигателя.