RU2718105C1 - Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме - Google Patents
Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме Download PDFInfo
- Publication number
- RU2718105C1 RU2718105C1 RU2019122719A RU2019122719A RU2718105C1 RU 2718105 C1 RU2718105 C1 RU 2718105C1 RU 2019122719 A RU2019122719 A RU 2019122719A RU 2019122719 A RU2019122719 A RU 2019122719A RU 2718105 C1 RU2718105 C1 RU 2718105C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- chamber
- single nozzle
- liquid
- combustion
- 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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/46—Feeding propellants using pumps
- F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases
-
- 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)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, согласно изложению, смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенных единым соплом по трактам продуктов сгорания. Конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки дополнительно объединены единым соплом через охлаждаемое промежуточное днище. Между промежуточным днищем и единым соплом установлена охлаждаемая проставка. Изобретение обеспечивает повышение нагрева компонента топлива и повышение мощности турбины и давление в камере. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям.
Жидкостный ракетный двигатель, работающий по безгазогенераторной схеме, имеет ряд существенных преимуществ по сравнению с двигателями, работающими по газогенераторной схеме.
К числу таких преимуществ относятся:
- более простая пневмогидравлическая схема из-за отсутствия газогенератора;
- обеспечение надежного запуска двигателя в условиях вакуума;
- повышенная надежность работы двигателя за счет улучшения условий работы турбины (значительное снижение пиковых нагрузок).
Основным недостатком двигателя с безгазогенераторной схемой является невозможность создания большой тяги.
Все существующие в настоящее время в эксплуатации или находящиеся в стадии разработки двигатели, работающие по безгазогенераторной схеме (RL-10, США; МВ-60, Япония - США; Vinci - ЕС; РД0146 и РД0146Д - Россия; РД0126 - Россия; LE-5A и Hipex - Япония) имеют тягу не более 15 тс.
Ограничение величины тяги связано с невозможностью получения интенсивного нагрева всей массы охладителя до высокой температуры и реализации необходимой мощности на турбине.
На двигателе РД0126 тягой 4 тс, описанном в ББК 39.62 УДК629.78 Н34 (на стр. 64-69) «Разработка и испытания уникальной камеры жидкостного ракетного двигателя РД0126 «Ястреб» с разворотом потока в сопле на 180°» для повышения нагрева горючего камера сгорания была расположена в полости сверхзвукового сопла и разворот сверхзвукового потока в сопле на 180° проводился при истечении звукового потока через узкое кольцевое критическое сечение. Изложенное конструкторское решение позволяет увеличить нагрев охладителя за счет расположения камеры внутри сверхзвукового сопла и увеличения поверхности сопла при ограниченной длине камеры.
Но основным недостатком данной конструкции является невозможность надежного охлаждения кольцевого критического сечения, расположенного на большом диаметре и имеющего небольшую ширину ~1÷2,5 мм. Кроме того, в процессе изготовления и при огневых испытаниях появляются большие неравномерные силовые и термические нагрузки, которые изменяют форму критического сечения, что нарушает нормальную работу двигателя.
Известна конструкция камеры, описанная в патенте RU 2610624 С1, в которой для набора дополнительного тепла в полости камеры сгорания установлены теплообменные элементы, выполненные в виде трубок Фильда.
Недостатком данной конструкции является невозможность существенного нагрева компонента топлива из-за незначительной поверхности теплообмена и, как следствие, реализации необходимой мощности на турбине.
В конструкции японского двигателя Hipex для дополнительного набора тепла в полости камеры сгорания установлен специальный теплообменник, выполненный из внутренней оболочки с прямоугольными фрезерованными каналами и внешней оболочки, которые соединяются диффузионной пайкой.
Данная конструкция не позволяет реализовать в камере тягу порядка 30÷35 тс, т.к. нет возможности существенного набора тепла из-за:
- ограниченной величины теплообменной поверхности;
- неработоспособности теплообменника при высокой температуре из-за наличия паяного соединения в зоне высокой температуры.
Известна конструкция камеры двигателя РД0146, работающего по безгазогенераторной схеме, принятая за прототип, изложенная в книге «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, промышленные» (М: ООО «АКС - Конверслат», 2000) стр. 100.
Недостатком данной конструкции является невозможность существенного набора тепла из-за ограниченной длины цилиндрической части, т.к. увеличение ее ведет к существенному возрастанию гидравлического сопротивления в тракте охлаждения.
Поставленная задача решается тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, согласно изложению, смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенным единым соплом по трактам продуктов сгорания.
Поставленная задача решается также тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, согласно изложению, конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, дополнительно объединены единым соплом по трактам охлаждения.
Поставленная задача решается также тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, согласно изложению, конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, соединены с единым соплом через охлаждаемое промежуточное днище.
Поставленная задача решается также тем, что камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, согласно изложению, между промежуточным днищем и единым соплом установлена охлаждаемая проставка для выравнивания потоков продуктов сгорания, поступающих в единое сопло из конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, состоящих из смесительных головок и камер сгорания.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3.
Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме (фиг. 1) включает в себя:
единое сопло 1 с коллектором подвода охладителя 2, промежуточное охлаждаемое днище 3, обособленные функциональные блоки 4 с коллекторами отвода охладителя на турбину 5, коллекторами подвода охладителя после турбины 6, коллектором подвода второго компонента 7, охлаждаемую проставку 8.
На фиг. 2 показан поперечный разрез охлаждаемого промежуточного днища 3, соединенного с трактом охлаждения проставки 8 и трактами охлаждения обособленных функциональных блоков 4.
На фиг. 3 показан вид на камеру сверху, где:
единое сопло 1 с коллектором подводом охладителя 2, обособленные функциональные блоки 4, подводные магистрали второго компонента 7.
Камера жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.
По соответствующей команде охладитель поступает в коллектор подвода охладителя 2 единого сопла 1, а затем через тракт охлаждения проставки 8 в тракт охлаждения промежуточного днища 3, из которого, пройдя по трактам охлаждения обособленных функциональных блоков 4, собирается в выходных коллекторах 5 и направляется в полость турбины. После турбины охладитель поступает во входные коллекторы 6 обособленных функциональных блоков 4, а затем в смесительные головки.
В соответствии с циклограммой работы двигателя подаются команды на поступление второго компонента во входные магистрали 7 и команда на поджиг компонентов топлива в обособленных функциональных блоках.
В результате сгорания компонентов топлива в обособленных функциональных блоках 4 увеличенный по сравнению с однокамерным вариантом теплосъем охладителя поступает на лопатки турбины.
Использование обособленных параллельно функционирующих блоков, состоящих из смесительной головки и камеры сгорания, позволяет существенно увеличить подогрев охладителя, используемого в качестве рабочего тела турбины жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, что позволяет повысить мощность турбины и, соответственно, давление в камере.
Предложенное техническое решение позволяет обеспечить значительное увеличение тяги двигателя до 30÷40 тс.
Claims (4)
1. Камера ЖРД, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, отличающаяся тем, что смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенных единым соплом по трактам продуктов сгорания.
2. Камера ЖРД, работающего по безгазогенераторной схеме по п. 1, отличающаяся тем, что конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, дополнительно объединены единым соплом по трактам охлаждения.
3. Камера ЖРД, работающего по безгазогенераторной схеме по п. 1, отличающаяся тем, что конструктивно обособленные параллельно функционирующие блоки, состоящие из смесительных головок и камер сгорания, соединены с единым соплом через охлаждаемое промежуточное днище.
4. Камера сгорания ЖРД, работающего по безгазогенераторной схеме по п. 1, отличающаяся тем, что между промежуточным днищем и единым соплом установлена охлаждаемая проставка для выравнивания потоков продуктов сгорания, поступающих в единое сопло из конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, состоящих из смесительных головок и камер сгорания.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019122719A RU2718105C1 (ru) | 2019-07-15 | 2019-07-15 | Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019122719A RU2718105C1 (ru) | 2019-07-15 | 2019-07-15 | Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2718105C1 true RU2718105C1 (ru) | 2020-03-30 |
Family
ID=70156532
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019122719A RU2718105C1 (ru) | 2019-07-15 | 2019-07-15 | Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2718105C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2140005C1 (ru) * | 1998-07-28 | 1999-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Сопло многокамерного жидкостного ракетного двигателя |
RU2273761C2 (ru) * | 2003-11-05 | 2006-04-10 | ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Сопловой блок ракетного двигателя |
RU2301352C1 (ru) * | 2006-06-15 | 2007-06-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель (варианты) |
FR2997731A1 (fr) * | 2012-11-06 | 2014-05-09 | Snecma | Dispositif et procede d'alimentation d'un moteur-fusee |
-
2019
- 2019-07-15 RU RU2019122719A patent/RU2718105C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2140005C1 (ru) * | 1998-07-28 | 1999-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Сопло многокамерного жидкостного ракетного двигателя |
RU2273761C2 (ru) * | 2003-11-05 | 2006-04-10 | ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Сопловой блок ракетного двигателя |
RU2301352C1 (ru) * | 2006-06-15 | 2007-06-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель (варианты) |
FR2997731A1 (fr) * | 2012-11-06 | 2014-05-09 | Snecma | Dispositif et procede d'alimentation d'un moteur-fusee |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10495001B2 (en) | Combustion section heat transfer system for a propulsion system | |
US20180180289A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
US20060260291A1 (en) | Pulse detonation assembly with cooling enhancements | |
US11118784B2 (en) | Heat exchanger integrated with fuel nozzle | |
JP2006084171A (ja) | 改善されたコアシステムを有するガスタービンエンジンのための冷却システム | |
US7721523B2 (en) | Ground based pulse detonation combustor for power generation | |
RU2610624C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
US3237401A (en) | Regenerative expander engine | |
RU2513063C1 (ru) | Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами | |
RU2718105C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме | |
Fievisohn et al. | Closed loop integration of a rotating detonation combustor in a T63 gas turbine engine | |
US10626798B2 (en) | Diffuser mounted fuel-air heat exchanger | |
RU2746029C1 (ru) | Камера жрд, работающего с дожиганием восстановительного генераторного газа | |
RU2392477C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2728657C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме (варианты) | |
RU2686645C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2612512C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
US2641904A (en) | Apparatus for cooling combustion chambers of movable power plants with an oxidizing agent | |
RU2531833C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2587510C1 (ru) | Газогенератор | |
RU2682466C1 (ru) | Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме | |
RU2806413C9 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2806413C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
CN105509514A (zh) | 一种管翅式气-液换热器 | |
RU2647937C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель |