RU2682466C1 - Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме - Google Patents
Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме Download PDFInfo
- Publication number
- RU2682466C1 RU2682466C1 RU2018122730A RU2018122730A RU2682466C1 RU 2682466 C1 RU2682466 C1 RU 2682466C1 RU 2018122730 A RU2018122730 A RU 2018122730A RU 2018122730 A RU2018122730 A RU 2018122730A RU 2682466 C1 RU2682466 C1 RU 2682466C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- combustion chamber
- nozzle
- cooling path
- section
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title abstract description 6
- 239000003380 propellant Substances 0.000 title abstract description 6
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 19
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 18
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 9
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
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
-
- 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
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию сопла, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса, снижение массы и повышение надежности работы ракетного двигателя. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД).
Для решения космических задач требуется создание высокоэффективных и надежных ЖРД. Получение высокой эффективности ЖРД может быть достигнуто за счет использования вместо первой и второй ступеней в ракетоносителе двухрежимного жидкостного двигателя, который имел бы характеристики у Земли подобные двигателю первой ступени, а на высоте - двигателю второй ступени.
К числу известных способов, позволяющих повысить эффективность работы ЖРД по траектории, относятся:
- вдув генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла;
- выдвижение щитков в сверхзвуковую часть сопла;
- регулирование степени расширения за счет изменения площади критического сечения;
- изменение степени расширения за счет выдвижных насадков;
- камера ЖРД с регулируемым соплом (патент на изобретение РФ №2640903 от 07.11.2016).
Все перечисленные способы имеют недостатки, т.к. не позволяют существенно повысить эффективность работы двигателя и обеспечить высокую надежность.
Повышение надежности двигателя может быть достигнуто за счет использования безгенераторной схемы, которая позволяет существенно улучшить условия работы турбины ТНА, являющейся одним из наиболее напряженных элементов двигателя.
Известна кольцевая камера ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, изложенная в патенте на изобретение РФ №2151318 от 14.10.1992 г., а также камера сгорания безгенераторного ЖРД, изложенная в патенте на изобретение РФ №2638420 от 05.07.2016, принятая за прототип.
Недостатком этих кольцевых камер являются более высокие среднетраекторные потери по сравнению с ракетой, имеющей две ступени.
Перечисленные недостатки устраняются предлагаемым изобретением, которое решает техническую задачу повышения среднетраекторного удельного импульса тяги, снижения массы и обеспечения высокой надежности работы ракетного двигателя.
Поставленная задача решается тем, что камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, согласно изобретению, в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию сопла, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой, показанной на фиг. 1.
Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме (фиг. 1) включает в себя:
- кольцевую камеру 1 с подводом горючего из магистрали 2, окислителя из магистрали 3, тракт охлаждения 4 и блоки смесительной головки 5 и 6;
- двухсекционное сверхзвуковое сопло с внутренней секцией 7 с трактом охлаждения 8 и наружной секцией 9 с трактом охлаждения 10 и выходным коллектором 11;
- смеситель 12;
- коллектора подвода горючего 13 и 14 в блоки смесительной головки;
- коллектор отвода 15;
- магистраль переброса 16.
Камера сгорания работает следующим образом.
По соответствующим командам подается горючее из магистрали 2 на охлаждение в тракты охлаждения 8 и 10 секционного сопла и тракт 4 кольцевой камеры. Из магистрали окислителя 3 окислитель поступает в блоки 5 и 6 смесительной головки.
После прохождения трактов охлаждения 8 и 10 в двухсекционном сопле и тракта охлаждения 4 кольцевой камеры 1 горючее из коллекторов 11, 15 и магистрали переброса 16 поступает в смеситель 12 и далее на турбину. После турбины горючее поступает в коллектора 14 и 13 блоков смесительной головки. В кольцевой камере 1 происходит поджиг компонентов топлива и продукты сгорания из кольцевой камеры сгорания поступают в газовые полости 7 и 9 двухсекционного сопла. Двигатель выходит на первый режим работы в плотных слоях атмосферы Земли.
При выходе из плотных слоев атмосферы подача компонентов топлива в блок 6 смесительной головки, работающей на наружную секцию сопла 9, прекращается. Продукты сгорания, вытекающие из внутренней секции 8, достигнув кромки сопла на срезе 17, расширяются и заполняют внутреннюю полость 9 секции наружного сопла. Двигатель выходит на второй, высотный, режим работы.
Наличие в кольцевой камере сгорания развитой поверхности обеспечивает поступление горючего на турбину с повышенным теплосодержанием, а выполнение двухсекционного сопла, работающего на земном и высотном режимах, обеспечивает высокое значение среднетраекторного удельного импульса.
Предложенное техническое решение уменьшает линейный размер ракетоносителя (одна ступень вместо двух), снижает массу, повышает эффективность его полета по траектории и существенно повышает надежность.
Claims (1)
- Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, отличающаяся тем, что в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018122730A RU2682466C1 (ru) | 2018-06-21 | 2018-06-21 | Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018122730A RU2682466C1 (ru) | 2018-06-21 | 2018-06-21 | Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2682466C1 true RU2682466C1 (ru) | 2019-03-19 |
Family
ID=65805774
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018122730A RU2682466C1 (ru) | 2018-06-21 | 2018-06-21 | Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2682466C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110282163A (zh) * | 2019-07-08 | 2019-09-27 | 盐城科宇机械制造有限公司 | 一种航天用带法兰的集合器 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3270504A (en) * | 1965-07-20 | 1966-09-06 | Donald R Ward | Automatically deploying nozzle exit cone extension |
| RU2145039C1 (ru) * | 1999-03-18 | 2000-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" | Способ подачи горючего в камеру теплового двигателя и устройство для его реализации |
| RU2431054C1 (ru) * | 2010-04-29 | 2011-10-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Раздвижной двухсекционный сопловой насадок ракетного двигателя |
| RU2612691C1 (ru) * | 2016-03-31 | 2017-03-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом |
| RU2638420C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-12-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера сгорания безгенераторного жрд |
| US9989015B2 (en) * | 2012-04-13 | 2018-06-05 | Snecma | Launcher stage comprising a temporary support structure for temporarily supporting nozzle sections allowing access to the core of the engine |
-
2018
- 2018-06-21 RU RU2018122730A patent/RU2682466C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3270504A (en) * | 1965-07-20 | 1966-09-06 | Donald R Ward | Automatically deploying nozzle exit cone extension |
| RU2145039C1 (ru) * | 1999-03-18 | 2000-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" | Способ подачи горючего в камеру теплового двигателя и устройство для его реализации |
| RU2431054C1 (ru) * | 2010-04-29 | 2011-10-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Раздвижной двухсекционный сопловой насадок ракетного двигателя |
| US9989015B2 (en) * | 2012-04-13 | 2018-06-05 | Snecma | Launcher stage comprising a temporary support structure for temporarily supporting nozzle sections allowing access to the core of the engine |
| RU2612691C1 (ru) * | 2016-03-31 | 2017-03-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом |
| RU2638420C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-12-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера сгорания безгенераторного жрд |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110282163A (zh) * | 2019-07-08 | 2019-09-27 | 盐城科宇机械制造有限公司 | 一种航天用带法兰的集合器 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Akbari et al. | Review of recent developments in wave rotor combustion technology | |
| CN112902225B (zh) | 一种带外环旋转爆震增压燃烧室的多级加力燃烧室 | |
| CN109028151B (zh) | 多室旋转爆轰燃烧器 | |
| US20180355793A1 (en) | Hybrid combustor assembly and method of operation | |
| CN109184953B (zh) | 一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机 | |
| US20080229751A1 (en) | Cooling system for gas turbine engine having improved core system | |
| CN109139296B (zh) | 火箭基组合循环发动机 | |
| CN110469871B (zh) | 一种基于斯特林循环的复合冷却旋转爆震燃烧室 | |
| CN110513719B (zh) | 一种气氧/气甲烷火炬点火器 | |
| US20190003423A1 (en) | Dual-expander short-length aerospike engine | |
| CN108869095B (zh) | 一种超声速爆震稳定自持的边界抽吸控制方法 | |
| RU2682466C1 (ru) | Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме | |
| RU2610624C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2392477C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
| US20160102609A1 (en) | Pulse detonation combustor | |
| RU2403422C1 (ru) | Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя | |
| US8978387B2 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
| CN116291952A (zh) | 一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机 | |
| RU2422664C2 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2383764C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| CN114352437A (zh) | 一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机 | |
| RU2681733C1 (ru) | Камера жрд | |
| US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
| RU2640893C1 (ru) | Камера сгорания жрд, работающего с дожиганием генераторного газа | |
| RU2638420C1 (ru) | Камера сгорания безгенераторного жрд |