RU2641785C1

RU2641785C1 - Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с форсунками типа струя в сносящем потоке

Info

Publication number: RU2641785C1
Application number: RU2017104097A
Authority: RU
Inventors: Виталий Николаевич Градов; Юрий Иванович Гуляев; Владимир Васильевич Рыжков
Priority date: 2017-02-07
Filing date: 2017-02-07
Publication date: 2018-01-22

Abstract

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из свечи зажигания топлива, смесительной головки, обеспечивающей смешение топлива и внутреннее охлаждение стенки камеры сгорания, камеры сгорания и сопла, в смесительной головке двигателя выполнены струйные форсунки типа струя в сносящем потоке кислорода, суммарные векторы потоков которых направлены в плоскости, перпендикулярной оси двигателя, навстречу друг другу. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (O2) 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.., 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.

Наиболее близким аналогом является 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 не эффективное перемешивание водорода и кислорода при горении.

Технической задачей настоящего изобретения является увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода в ракетных двигателях малой тяги за счет использования форсунок внутреннего смешения в смесительной головке двигателя.

Задача решается за счет того, что ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде состоит из свечи зажигания топлива, смесительной головки, установленной с возможностью обеспечения смешения топлива и внутреннего охлаждения стенки камеры сгорания, самой камеры сгорания и сопла, при этом в головке двигателя выполнены струйные форсунки типа струя водорода в сносящем потоке кислорода, суммарные векторы потоков которых направлены в плоскости, перпендикулярной оси двигателя, навстречу друг другу.

Кроме того, форсунки равномерно распределены по окружности.

Кроме того, соотношение скоростей струй водорода и кислорода составляет (2,5…3):1.

Кроме того, длина форсунки составляет 4…6 значений ее диаметра.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлен ракетный двигатель малой тяги с подачей в предкамеру смеси газообразных водорода и кислорода. На чертеже изображены свеча зажигания поверхностного разряда 1, разрядная полость 2 свечи зажигания, диафрагма 3, каналы 4, камера 5, в которую поступает водород, коллектор кислорода 6, канал кислорода 7, предкамера 8, в нижнюю часть которой поступают водород и кислород и где происходит их воспламенение, коллектор водорода 9, канал кислорода 10, каналы водорода 11 для внутреннего охлаждения камеры сгорания и сопла, камера смешения водорода и кислорода 12, камера сгорания 13, дозвуковая часть сопла 14.

Работа двигателя осуществляется следующим образом.

После включения электроклапанов водорода и кислорода (не показаны) водород и кислород поступают в соответствующие топливные коллекторы и каналы, расположенные в смесительной головке, затем по каналам 4 поступают в разрядную полость 2 свечи зажигания поверхностного разряда 1. В разрядной полости 2 водород и кислород воспламеняются и в виде факела продуктов сгорания через диафрагму 3 поступают в камеру 5, в которую поступает закрученный водород, далее смесь продуктов сгорания и водорода поступает в предкамеру 8, в верхнюю часть которой поступает закрученный кислород и в которой завершается процесс формирования факела топливной смеси водорода и кислорода. Основная топливная смесь поступает из форсунок, при этом кислород попадает в форсунку из коллектора 6 по каналу кислорода 7, а водород попадает в форсунку из коллектора водорода 9 по каналу водорода 10. Далее воспламенившаяся топливная смесь попадает в камеру сгорания 13, после которой продукты сгорания движутся в докритическую часть сопла 14 и далее через закритическую часть сопла истекают из двигателя, создавая тягу. Описанная подача водорода и кислорода в камеру сгорания способствует формированию близкому к оптимальному распределению температуры продуктов сгорания по сечению камеры сгорания. Число форсунок определяется тягой двигателя и полнотой сгорания топлива: малорасходные форсунки дают большую полноту сгорания топлива. В общем случае число форсунок может быть разным 2, 3, 4, 5, 6 и более и распределенным равномерно по окружности.

Соотношение скоростей струй водорода и кислорода может составлять (2,5…3):1. Длина камеры сгорания смешения должна составлять 4…6 значений ее диаметра.

Claims

1. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из свечи зажигания топлива, смесительной головки, установленной с возможностью обеспечения смешения топлива и внутреннего охлаждения стенки камеры сгорания, самой камеры сгорания и сопла, отличающийся тем, что в смесительной головке двигателя выполнены струйные форсунки типа струя водорода в сносящем потоке кислорода, суммарные векторы потоков которых направлены в плоскости, перпендикулярной оси двигателя, навстречу друг другу.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что число форсунок может быть равным 2-6 и более и распределенным равномерно по окружности.

3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что соотношение скоростей струй водорода и кислорода может составлять (2,5…3):1.

4. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что длина форсунки должна составлять 4…6 значений ее диаметра.