RU2663703C1 - Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий - Google Patents
Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий Download PDFInfo
- Publication number
- RU2663703C1 RU2663703C1 RU2017118200A RU2017118200A RU2663703C1 RU 2663703 C1 RU2663703 C1 RU 2663703C1 RU 2017118200 A RU2017118200 A RU 2017118200A RU 2017118200 A RU2017118200 A RU 2017118200A RU 2663703 C1 RU2663703 C1 RU 2663703C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- nozzle
- engine
- particles
- fire walls
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к средствам защиты жидкостных ракетных двигателей от тепловых воздействий. Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя основан на создании защитной завесы в потоке продуктов сгорания двигателя из дисперсных частиц интеркалированного графита, обладающих свойством значительного объемного терморасширения. Формирование защитной завесы осуществляется путем введения дисперсных частиц в одну из компонент топлива и последующей подачи их вместе с топливом в камеру сгорания. В камере сгорания и сопле двигателя частицы нагреваются высокотемпературным потоком продуктов сгорания до температуры их полного или частичного необратимого расширения и создают из них в потоке продуктов сгорания защитную завесу, которая ослабляет внешние тепловые воздействия. Изобретение обеспечивает повышение уровня защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла двигателя. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при разработке средств защиты жидкостных ракетных двигателей от тепловых воздействий.
Одной из основных задач, возникающих при создании современных жидкостных ракетных двигателей, является разработка защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла от прогара, который может возникать от тепловых воздействий потока продуктов сгорания.
Решение этой задачи значительно усложняется при создании ракетных двигателей, которые должны сохранять работоспособность как в условиях тепловых воздействий потока продуктов сгорания, так и при воздействии внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий, вызываемых излучениями естественного и искусственного происхождения.
Имеющиеся оценки высокоинтенсивных воздействий излучений естественного и искусственного происхождения на внутренние поверхности стенок камеры сгорания и сопла двигателя показывают, во-первых, достаточно высокую вероятность реализации этих воздействий и, во-вторых, их потенциальную возможность создавать тепловые нагрузки, которые могут более чем в два раза превышать нагрузки, создаваемые высокотемпературным потоком продуктов сгорания, что может приводить к прогару огневых стенок и к нарушению работоспособности двигателя.
Предлагаемый способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя может быть использован для защиты двигателей ракет от интенсивных внешних тепловых воздействий, которые могут возникать в результате воздействия излучений естественного и искусственного происхождения.
Известен способ заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока (см. патент РФ на изобретение №2201519 «Способ заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока»), использующий создание защитного газового слоя между объектом и высокотемпературным потоком продуктов сгорания, который заключается в том, что струю защищающего газа подают со сверхзвуковой скоростью по направлению высокотемпературного потока между высокотемпературным потоком и теплонапряженным объектом.
При использовании этого способа заградительной защиты струя холодного защищающего газа постепенно перемешивается с горячим газом, вследствие чего температура защищаемой поверхности постепенно растет при удалении от места подачи защищающего газа, что снижает надежность защиты всей поверхности теплонапряженного объекта.
Недостатками способа при его использовании для защиты огневых стенок камеры сгорания двигателя от воздействия высокотемпературного потока являются сложность создания требуемой толщины и температуры газовой завесы и большой расход защищающего газа для обеспечения надежной защиты всей поверхности теплонапряженного объекта.
Этот способ не обеспечивает защиту огневых стенок камеры сгорания и сопла двигателя от высокоинтенсивных внешних тепловых воздействий, так как использование в качестве защищающего газа смеси компонент топлив в газообразном состоянии или нейтрального газа, которые прозрачны для излучений инфракрасного и видимого диапазона длин волн, и не вызывают их ослабления.
Известны способы защиты внутренних стенок камеры сгорания и сопла ракетных двигателей за счет внутреннего завесного охлаждения огневых стенок, заключающиеся в подаче, как правило, горючего, на внутренний поверхности огневых стенок камеры сгорания и сопла через отверстия, щели и пористые материалы (см., например, Гахун Г.Г. и др., Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989.). При этом жидкость, которую подают через отверстия, щели или пористые материалы, образует на поверхности теплонапряженного объекта защитную пленку, которая сносится вдоль поверхности и испаряется.
Наиболее близким к предлагаемому способу является способ защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока, включающий подачу защищающей жидкости между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком, так как создаваемая пленка способна ослаблять воздействия тепловых излучений за счет испарения.
Прототипом предлагаемого способа является способ охлаждения теплонапряженных участков камеры сгорания, описанный в изобретении к патенту РФ №2 472 962 С1 от 11.02.2011, предусматривающий создание защитной завесы, создаваемой с помощью пояса, представляющего собой кольцевую профилированную проточку во внутренней поверхности камеры сгорания, соединенную каналами с полостью подачи охладителя, причем оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы.
Основной недостаток этого способа внутреннего завесного охлаждения огневых стенок камер сгорания ракетных двигателей заключается в уменьшении удельного импульса тяги за счет значительного расхода топлива на охлаждение огневых стенок камеры сгорания и сопла (см., например, Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989 г.).
Для обеспечения защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла от высокоинтенсивных излучений, уровень теплового воздействия которых может в два и более раз превышать уровень воздействия высокотемпературного потока продуктов сгорания, необходимо значительно увеличивать расход защищающей жидкости, что приведет к недопустимому уменьшению удельного импульса тяги двигателя.
Из этого следует, что способ создания защитной завесы для защиты огневой стенки камеры сгорания, основанный на создании защитной пленки, от воздействия высокотемпературного потока продуктов сгорания, не может быть использован для обеспечения защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла двигателя от высокоинтенсивных внешних тепловых воздействий.
Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в разработке способа защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя, лишенного указанных недостатков аналога и прототипа и обеспечивающего эффективную защиту внутренних поверхностей ракетных двигателей от высокоинтенсивных внешних воздействий излучений, в том числе от интенсивного инфракрасного и светового излучений при значительном сокращении массовых затрат на его реализацию без уменьшения удельного импульса тяги двигателя, усложнения конструкции двигателя и технологии его изготовления.
Решение этой задачи достигается за счет использования дисперсных частиц из интеркалированного графита, которые обладают свойством значительного необратимого объемного терморасширения, введения этих частиц в поток одной из компонент топлива и подачу их вместе с топливом в камеру сгорания, последующего нагрева частиц в камере сгорания и сопле излучением продуктов сгорания до температуры их полного или частичного необратимого объемного расширения и формирования в потоке продуктов сгорания из этих расширившихся частиц защитной завесы, обеспечивающей требуемое ослабление внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий.
Значительное необратимое объемное терморасширение дисперсных частиц из интеркалированного графита в условиях теплового нагрева, характерного для камер сгорания двигателей ракет, может достигать 70…100 раз (см., например, Хейфец Л.И. и др. Математическое моделирование процесса термического расширения интеркалированного графита. МГУ, М., 2008 г.; Никулин А.Ф., Титенко А.Н. «Математическая модель нагревания частицы при образовании терморасширенного графита в условиях теплового облучения». Техническая механика №2, 2015 г.). Это обеспечивает возможность создания в потоке продуктов сгорания двигателя защитной завесы, состоящей из расширившихся частиц интеркалированного графита, которая способна эффективно ослаблять тепловое воздействие высокоинтенсивных внешних инфракрасных и световых излучений на огневые стенки камеры сгорания и сопла двигателя.
Использование свойства терморасширения дисперсных частиц из интеркалированного графита позволяет получить существенный выигрыш в массовых затратах, необходимых для реализации предлагаемого способа, так как требуемая масса исходных нерасширившихся частиц со средним размером около 0,1 мм не превышает 0,5% от суммарной начальной массы компонент топлива двигателя по сравнению с затратами массы горючего на охлаждение огневых стенок при реализации прототипа, лежащими в пределах от 1,5…2,5% до 6…8% (см., например, Гахун Г.Г.и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989 г., с. 116.).
Расчетная оценка эффективности защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла ракетного двигателя, который характеризуется суммарным расходом компонент топлива, равным 250…300 кг/с (см., например, М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", М., "Высшая школа", 1968 г.), показывает следующее. Расход дисперсных частиц интеркалированного графита, равный приблизительно 0,5 кг/с, при коэффициенте их объемного термического расширения, лежащего в диапазоне 60…70, обеспечивает практически полное заполнение расширившимися частицами площади выходного сечения сопла двигателя с диаметром, равным 1 м, что по расчетным оценкам позволяет за счет поглощения, отражения и рассеяния ослаблять на 80…90% высокоинтенсивные внешние излучения, в том числе инфракрасные и световые излучения.
Приведенная оценка требуемого расхода дисперсных частиц интеркалированного графита, при котором обеспечивается эффективная защита огневых стенок камеры сгорания и сопла двигателя от внешних воздействий, составляет приблизительно 0,5 кг/с. Из сопоставления величины расхода частиц интеркалированного графита с величиной суммарного расхода компонент топлива, равного 250…300 кг/с следует, что введение частиц интеркалированного графита в камеру сгорания не оказывает существенного влияния на величину удельного импульса тяги двигателя. Это обстоятельство выгодно отличает предлагаемый способ от прототипа, при реализации которого повышение защищенности огневых стенок камеры сгорания и сопла от тепловых воздействий приводит к значительному уменьшению удельного импульса тяги двигателя.
Схема жидкостного ракетного двигателя с одним из возможных вариантов построения системы защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла, реализующей предлагаемый способ, показана на фиг. 1.
На фиг. 1 изображены элементы двигателя: топливная магистраль (3), камера сгорания (5) и сопло (6).
Система защиты ракетного двигателя, изображенная на фиг. 1, состоит из генератора терморасширяющихся дисперсных частиц интеркалированного графита (1), выход которого соединен через трубопровод (2) с топливной магистралью (3), участка этой топливной магистрали от места ввода частиц (4) до камеры сгорания (5) и участка нагрева частиц в камере сгорания и сопле двигателя (6), а также защитной завесы (7), создаваемой в потоке продуктов сгорания.
Для построения системы защиты используются элементы двигателя, в том числе участок топливной магистрали (3) от места ввода частиц (4) до камеры сгорания (5) - для транспортировки частиц в компоненте топлива, и участок, состоящий из камеры сгорания и сопла - для нагрева частиц, что позволяет сократить массовые затраты, необходимые для реализации предлагаемого способа.
Система, реализующая предлагаемый способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя, работает следующим образом.
В генераторе дисперсных частиц интеркалированного графита (1) повышается давление, под действием которого частицы из этого генератора по трубопроводу (2) перемещаются и вводятся в топливную магистраль (3) перед камерой сгорания (5).
Это топливо с введенными частицами подается в камеру сгорания (5). В камере сгорания и сопле (6) двигателя дисперсные частицы нагреваются излучением продуктов сгорания до температуры, соответствующей их полному или частичному необратимому терморасширению, при этом они значительно увеличивают свои размеры. Образовавшееся большое количество значительно расширившихся оптически непрозрачных дисперсных частиц создает в потоке продуктов сгорания защитную динамическую завесу (7), условно показанную на фиг. 1.
Создаваемая защитная завеса способна практически полностью исключить воздействие на огневые стенки камеры сгорания и сопла двигателя внешних тепловых воздействий, в том числе вызываемых высокоинтенсивным инфракрасным и световым излучением.
Повышение эффективности применения предлагаемого способа защиты жидкостного ракетного двигателя по сравнению с достижимой эффективностью применения, как аналога, так и прототипа характеризуется:
- высоким уровнем защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла двигателя за счет ослабления на 80…90% воздействующих внешних высокоинтенсивных излучений, в том числе инфракрасного и светового излучения;
- снижением по сравнению с прототипом приблизительно на порядок массовых затрат, требуемых для реализации предлагаемого способа, так как масса частиц интеркалированного графита, которая необходима для формирования эффективной защитной завесы в продуктах сгорания двигателя, не превышает 0,5% от суммарной начальной массы компонент топлива защищаемого двигателя;
- реализация предлагаемого способа не вызывает существенного изменения удельного импульса тяги двигателя в отличие от прототипа, при реализации которого повышение защищенности огневых стенок камеры сгорания и сопла от тепловых воздействий приводит к значительному уменьшению удельного импульса тяги двигателя;
- возможностью реализации предлагаемого способа без усложнения конструкции двигателя и технологии его изготовления.
Таким образом, из приведенных оценок следует, что предлагаемый способ обладает новизной и полезностью и может найти применение при создании средств защиты жидкостных ракетных двигателей перспективных образцов ракетно-космической техники от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий.
Claims (1)
- Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий, заключающийся в создании защитной завесы, отличающийся тем, что в состав двигателя включают генератор дисперсных частиц интеркалированного графита, из которого частицы перемещают по трубопроводу в магистраль одной из компонент топлива перед камерой сгорания и вместе с топливом подают их в камеру сгорания, в процессе движения в камере сгорания и сопле частицы нагревают излучением продуктов сгорания до температуры полного или частичного необратимого объемного расширения и из этих расширившихся частиц в потоке продуктов сгорания формируют защитную завесу огневых стенок камеры сгорания и сопла двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017118200A RU2663703C1 (ru) | 2017-05-25 | 2017-05-25 | Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017118200A RU2663703C1 (ru) | 2017-05-25 | 2017-05-25 | Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2663703C1 true RU2663703C1 (ru) | 2018-08-08 |
Family
ID=63142466
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017118200A RU2663703C1 (ru) | 2017-05-25 | 2017-05-25 | Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2663703C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4882904A (en) * | 1988-03-24 | 1989-11-28 | Aerojet-General Corporation | Two stage rocket combustor |
| US4936091A (en) * | 1988-03-24 | 1990-06-26 | Aerojet General Corporation | Two stage rocket combustor |
| RU2135809C1 (ru) * | 1998-02-03 | 1999-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" | Способ завесного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя и устройство для его реализации (варианты) |
| RU2472962C2 (ru) * | 2011-02-11 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры |
| RU2514863C1 (ru) * | 2013-04-16 | 2014-05-10 | Николай Борисович Болотин | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
-
2017
- 2017-05-25 RU RU2017118200A patent/RU2663703C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4882904A (en) * | 1988-03-24 | 1989-11-28 | Aerojet-General Corporation | Two stage rocket combustor |
| US4936091A (en) * | 1988-03-24 | 1990-06-26 | Aerojet General Corporation | Two stage rocket combustor |
| RU2135809C1 (ru) * | 1998-02-03 | 1999-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" | Способ завесного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя и устройство для его реализации (варианты) |
| RU2472962C2 (ru) * | 2011-02-11 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры |
| RU2514863C1 (ru) * | 2013-04-16 | 2014-05-10 | Николай Борисович Болотин | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Yi et al. | Propulsive performance of a continuously rotating detonation engine | |
| Yuasa et al. | Development of a small sounding hybrid rocket with a swirling-oxidizer-type engine | |
| Choi et al. | Numerical study of scram accelerator starting characteristics | |
| Wang et al. | Coexistence of detonation with deflagration in rotating detonation engines | |
| Hedman et al. | Small-scale solid ramjet fuel ignition experiment | |
| Leccese et al. | Simulations of hybrid rocket flowfields including modeling of fuel pyrolysis and thermal radiation | |
| Strand et al. | Hybrid rocket combustion study | |
| RU2663703C1 (ru) | Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий | |
| Kiseleva et al. | The influence of the thermal wake due to pulsating optical discharge on the aerodynamic-drag force | |
| Kontis | Surface heat transfer measurements inside a supersonic combustor by laser-induced fluorescence | |
| Kim et al. | Influence of particles on radiative base heating from the rocket exhaust plume | |
| Allen et al. | Fuel-air injection effects on combustion in cavity-based flameholders in a supersonic flow | |
| Pandey et al. | CFD analysis of hypersonic combustion of H2-fueled scramjet combustor with cavity based fuel injector at flight Mach 6 | |
| Lee et al. | A novel supersonic injection scheme for laser induced breakdown ignition | |
| Vandenkerckhove | Erosive burning of a colloidal solid propellant | |
| Ferguson et al. | The design of optimized 3D tip-to-tail scramjet engines | |
| Zudov et al. | Quasi-one-dimensional analysis of combustion efficiency in a supersonic flow in the experiment implementation process | |
| Xue et al. | Investigation of thermal performance in dual‐fuel units | |
| Dellimore et al. | Influence of a streamwise pressure gradient on film-cooling effectiveness | |
| Piralishvili et al. | Simulation of the working process of a supersonic combustor with a vortex igniter-stabilizer | |
| Anand et al. | 3D CFD analysis in an afterburner using NUMECA | |
| Vorozhtsov et al. | Gas dynamics features of physico-chemical processes in the SRM large-sized charges at open firing | |
| Tsuboi et al. | Numerical study and performance evaluation for pulse detonation engine with exhaust nozzle | |
| Godil et al. | Numerical simulation of ignition transient in solid rocket motor: a revisit | |
| Xuyi et al. | Coupled analysis of the film-cooling and infrared characteristics of an axisymmetric vectoring exhaust nozzle |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190526 |