RU2806412C2 - Жидкостный ракетный двигатель - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2806412C2 RU2806412C2 RU2023103418A RU2023103418A RU2806412C2 RU 2806412 C2 RU2806412 C2 RU 2806412C2 RU 2023103418 A RU2023103418 A RU 2023103418A RU 2023103418 A RU2023103418 A RU 2023103418A RU 2806412 C2 RU2806412 C2 RU 2806412C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- liquid
- mixture
- wall
- powdered metal
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), использующих металлосодержащие ракетные горючие. ЖРД, одним из компонентов топлива которого является жидкий окислитель, а другим - смесь жидкого горючего и порошкообразного металла, с защитной завесой сопла и внутренней огневой стенки камеры сгорания, образующей вместе с наружной стенкой камеры сгорания охлаждающий тракт, использующий в качестве охладителя окислитель, и со смесительной головкой камеры сгорания, одна из полостей которой между огневым и средним днищами сообщена с охлаждающим трактом камеры сгорания, а другая полость между средним и наружным днищами подключена к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, при этом камера сгорания снабжена дополнительной стенкой, образующей с наружной стенкой дополнительную замкнутую полость, подключенную к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, во внутренней и наружной стенках камеры сгорания выполнены соосные отверстия, в которые установлены двухкомпонентные форсунки, обеспечивающие подачу окислителя из охлаждающего тракта и смеси жидкого горючего и порошкообразного металла из дополнительной полости в камеру сгорания. Изобретение обеспечивает повышение эффективности охлаждения камеры сгорания и сопла ЖРД. 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ЖРД, использующих металлосодержащие ракетные горючие.
Охлаждение стенок камеры сгорания ЖРД является одним из важных условий работоспособности двигателя. Для гомогенных ракетных топлив разработаны и опробованы различные технические решения (/1/, с. 283-309, /2/), однако ведение в состав ракетного горючего металлической добавки ввиду их высокой теплотворной способности актуализирует решение проблемы охлаждения. Отмечено (напр., /3/, с. 81), что при содержании в топливе 15% алюминия температура в камере сгорания составляет 3260 К, а при отсутствии алюминия всего 2220 К. Продукты сгорания металлосодержащих ракетных топлив содержат окислы металлов BeO, MgO и Al2O3, обладающих (в особенности Al2O3) абразивными свойствами.
В общеизвестной технической литературе (напр., /1, 2, 4/ и др.) технические решения по охлаждению стенок камеры сгорания ЖРД, работающих с применением в ракетном горючем металлических добавок, не рассматриваются.
В известных (см. /5, 6, 7/) технических решениях по насосной подаче порошкообразных металлов в камеру сгорания ЖРД, основанных на использовании вращающегося электромагнитного поля для разжижения гелеобразного горючего с порошкообразной металлической добавкой, также отсутствуют технические решения по охлаждению стенок камеры сгорания ЖРД.
Техническим решением, наиболее близким к заявляемому, является способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий /8/, который заключается в создании защитной завесы, создаваемой входящим в состав двигателя генератором дисперсных частиц интеркалированного графита. Из генератора частицы перемещают по трубопроводу в магистраль одной из компонент топлива перед камерой сгорания и вместе с топливом подают их в камеру сгорания, а 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.
Согласно описанию прототипа, частицы интеркалированного графита подают в камеру вместе с топливом, но не конкретизировано, с каким именно компонентом топлива - окислителем или горючим. Дополнительный нагрев частиц графита излучением продуктов сгорания может привести к снижению температуры продуктов сгоранию и снижению удельного импульса. В описании прототипа не приведены конструктивные особенности самой камеры сгорания и смесительной головки, особенно с учетом того, с каким именно компонентом топлива предполагается ввод частиц графита, а также не акцентированы аспекты, связанные с абразивным воздействием окислов металлов на элементы конструкции двигателя.
Задача изобретения состоит в разработке новых технических решений по защитной завесе стенок камеры сгорания и сопла, направленных на обеспечение эффективного охлаждения ЖРД.
Поставленная задача решается тем, что в жидкостном ракетном двигателе, одним из компонентов топлива которого является жидкий окислитель, а другим - смесь жидкого горючего и порошкообразного металла, с защитной завесой сопла и внутренней огневой стенки камеры сгорания, образующей вместе с наружной стенкой камеры сгорания охлаждающий тракт, использующий в качестве охладителя окислитель, и со смесительной головкой камеры сгорания, одна из полостей которой между огневым и средним днищами сообщена с охлаждающим трактом камеры сгорания, а другая полость между средним и наружным днищами подключена к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, камера сгорания снабжена дополнительной стенкой, образующей с наружной стенкой дополнительную замкнутую полость, подключенную к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, во внутренней и наружной стенках камеры сгорания выполнены соосные отверстия, в которые установлены двухкомпонентные форсунки, обеспечивающие подачу окислителя из охлаждающего тракта и смеси жидкого горючего и порошкообразного металла из дополнительной полости в камеру сгорания.
Сущность изобретения поясняется прилагаемыми чертежами, где на фиг. 1 показана принципиальная схема ЖРД, на фиг. 2 - конструктивная схема смесительной головки и камеры сгорания ЖРД.
ЖРД включает в себя смесительную головку 1, камеру сгорания 2 и сопло 3. Внутренняя огневая 4 и наружная 5 стенки камеры сгорания 2 и внутренняя огневая 6 и наружная 7 стенки сопла 3 установлены с зазором 8 и образуют охлаждающий тракт 8 регенеративного охлаждения. На концевом участке сопла установлен коллектор 9, к которому присоединен патрубок 10 подачи жидкого окислителя. Камера сгорания 2 может иметь следующую форму: цилиндрическую, коническую расширяющуюся, коническую сужающуюся. На фиг. 1 показан вариант с цилиндрической формой камеры сгорания.
Огневое днище 11 смесительной головки 1 соединено с внутренней огневой стенкой 4 камеры сгорания 2, а среднее днище 12 смесительной головки 1 соединено с наружной стенкой 5 камеры сгорания 2, причем их соединение выполнено таким образом, что полость смесительной головки, образованная днищами 11 и 12 сообщена с охлаждающим трактом 8. Наружное днище 13 соединено с наружной стенкой 5 камеры сгорания, образую совместно со средним днищем 12 полость 14 горючего смесительной головки 1.
В центральной части наружного днища 13 установлен патрубок 15, подключенный к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла. В днищах 11 и 12 выполнены попарно соосные отверстия, в которых установлены двухкомпонентные жидкостные форсунки 16, преимущественно шнеко-центробежные. Расположение и исполнение форсунок 16 на днищах головки смесительной 1 зависит от типа применяемых топлив и теплонапряженности ЖРД.
На наружной стенке 5 камеры сгорания 2 установлены два кольцевых ребра 17, на которые установлена дополнительная стенка 18 в форме цилиндрической обечайки, которая совместно с наружной стенкой 5 и ребрами 17 образует замкнутую полость 19. Во внутренней огневой 4 и наружной 5 стенках камеры сгорания 2 выполнены попарно соосные отверстия, в которых установлены двухкомпонентные жидкостные форсунки 20, преимущественно шнеко-центробежные. На дополнительной стенке 18 установлен патрубок 21, подключенный к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла.
При работе ЖРД осуществляется подача жидкого окислителя через патрубок 10 (стрелка 22) и подача смеси жидкого горючего и взвешенного в нем порошкообразного металла через патрубки 15 (стрелка 23) и 21 (стрелка 24).
Охладитель (жидкий окислитель), протекая по зазору 8 в охлаждающем тракте 8 и в полости днищ 11 и 12, производит регенеративное охлаждение внутренней стенки 6 сопла, внутренней стенки 4 камеры сгорания 2 и огневого днища 11 смесительной головки 1. Попадая в полость охлаждающего тракта 8, охладитель через боковой вход форсунок 20 (стрелка 25) попадает в зону горения 26 камеры сгорания 2. Попадая в полость днищ 11 и 12, жидкий окислитель по боковому входу в отверстиях форсунок 16 (стрелка 27) попадает в зону горения 26 камеры сгорания 2.
Смесь жидкого горючего и порошкообразного металла из полости 19 через осевой вход форсунок 20 (стрелка 28) попадает в зону горения 26 камеры сгорания. Смесь жидкого горючего и порошкообразного металла из полости 14 через осевой вход (стрелка 29) попадает в зону горения 26 камеры сгорания.
В расчетах камера сгорания обычно условно разделяется на две зоны I и II, в первой из которых длиной l1 происходит горение гомогенных компонентов топлива (окислителя и жидкого горючего), во второй зоне длиной l2 - горение порошкообразного металла в продуктах сгорания первой зоны.
Таким образом, внутри камеры сгорания 2 выделяется центральная зона III, показанная условной линией 30, внутри которой происходит горение порошкообразного металла в потоке продуктов сгорания гомогенных компонентов, а огневое днище 11 смесительной головки 1 и внутренние огневые стенки 4 и 6 камеры сгорания 2 и сопла 3 дополнительно к регенеративному охлаждению от охлаждающего тракта 8 защищены от высокотемпературного воздействия зоны III защитной завесой, расположенной между линией 30, днищем 11 и стенками 4 и 6.
Список литературы:
1. В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. Под редакцией В.П. Глушко, - М.: Машиностроение, 1980. - 533 с.
2. Теплообмен в камерах сгорания энергетических установок: учеб. пособие / Ю.А. Булыгин, А.А. Гуртовой, А.В. Кретинин, М.И. Кирпичев. Воронеж: ФГБОУ ВПО «Воронежский государственный технический университет», 2014. - 150 с.
3. Ракетные топлива (по материалам зарубежной печати), под ред. академика АН БССР Я.М. Паушкина и д-ра техн. наук А.З. Чулкова, - М: Мир, 1975.
4. Цуцуран В.И., Петрухин Н.В., Гусев С.А. Военно-технический анализ состояния и перспективы развития ракетных топлив: Уч. - М.: МО РФ, 1999. - 332 с.
5. Двигательная установка летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания двигателя. Заявка на изобретение RU2021104837 от 25.02.2021, дата публикации: 17.09.2021, бюл. №26.
6. Стенд для испытаний насосной системы подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ракетного двигателя. Патент РФ на изобретение №2770072, 2021.
7. Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания. Патент РФ на изобретение №2784126, 2021.
8. Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий. Патент РФ на изобретение №2663703, 2017.
Claims (1)
- Жидкостный ракетный двигатель, одним из компонентов топлива которого является жидкий окислитель, а другим - смесь жидкого горючего и порошкообразного металла, с защитной завесой сопла и внутренней огневой стенки камеры сгорания, образующей вместе с наружной стенкой камеры сгорания охлаждающий тракт, использующий в качестве охладителя окислитель, и со смесительной головкой камеры сгорания, одна из полостей которой между огневым и средним днищами сообщена с охлаждающим трактом камеры сгорания, а другая полость между средним и наружным днищами подключена к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, отличающийся тем, что камера сгорания снабжена дополнительной стенкой, образующей с наружной стенкой дополнительную замкнутую полость, подключенную к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, во внутренней и наружной стенках камеры сгорания выполнены соосные отверстия, в которые установлены двухкомпонентные форсунки, обеспечивающие подачу окислителя из охлаждающего тракта и смеси жидкого горючего и порошкообразного металла из дополнительной полости в камеру сгорания.
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2023103418A RU2023103418A (ru) | 2023-06-27 |
| RU2806412C2 true RU2806412C2 (ru) | 2023-10-31 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3267664A (en) * | 1963-03-19 | 1966-08-23 | North American Aviation Inc | Method of and device for cooling |
| RU2254490C2 (ru) * | 2003-09-25 | 2005-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Камера с увеличенной поверхностью теплообмена жидкостного ракетного двигателя |
| RU2388925C1 (ru) * | 2008-12-17 | 2010-05-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2511982C1 (ru) * | 2013-03-18 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя |
| RU2511701C2 (ru) * | 2009-03-06 | 2014-04-10 | Панасоник Корпорейшн | Оптический носитель для записи информации, устройство для записи информации, устройство для воспроизведения информации, способ записи информации, способ воспроизведения информации и способ изготовления оптического носителя для записи информации |
| DE102010007272B4 (de) * | 2010-02-08 | 2016-09-15 | Astrium Gmbh | Verfahren zur Herstellung einer regenerativ gekühlten Düsenerweiterung einer Raketenbrennkammer und Düsenerweiterung |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3267664A (en) * | 1963-03-19 | 1966-08-23 | North American Aviation Inc | Method of and device for cooling |
| RU2254490C2 (ru) * | 2003-09-25 | 2005-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Камера с увеличенной поверхностью теплообмена жидкостного ракетного двигателя |
| RU2388925C1 (ru) * | 2008-12-17 | 2010-05-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2511701C2 (ru) * | 2009-03-06 | 2014-04-10 | Панасоник Корпорейшн | Оптический носитель для записи информации, устройство для записи информации, устройство для воспроизведения информации, способ записи информации, способ воспроизведения информации и способ изготовления оптического носителя для записи информации |
| DE102010007272B4 (de) * | 2010-02-08 | 2016-09-15 | Astrium Gmbh | Verfahren zur Herstellung einer regenerativ gekühlten Düsenerweiterung einer Raketenbrennkammer und Düsenerweiterung |
| RU2511982C1 (ru) * | 2013-03-18 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US2958183A (en) | Rocket combustion chamber | |
| Li et al. | Investigation on ignition enhancement mechanism in a scramjet combustor with dual cavity | |
| Luo et al. | Progress and challenges in exploration of powder fueled ramjets | |
| RU2513063C1 (ru) | Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами | |
| RU2806412C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2610624C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2806413C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2806413C9 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2403491C2 (ru) | Термосиловая охлаждаемая конструкция стенки элемента высокотемпературного воздушно-газового тракта | |
| RU2674117C1 (ru) | Стендовый жидкостный ракетный двигатель с непрерывной спиновой детонацией | |
| US2408112A (en) | Rocket motor cooling system | |
| RU2511791C1 (ru) | Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя | |
| CN114811654B (zh) | 一种径向供油的稳压均流自冷却连续旋转爆震冲压发动机 | |
| Saracoglu et al. | The effects of multiple detonation waves in the RDE flow field | |
| US3029602A (en) | Combustion chambers | |
| US20220252004A1 (en) | Radial pre-detonator | |
| CN114777162A (zh) | 一种径向供油供气的连续旋转爆震冲压发动机 | |
| US3568445A (en) | Thrust gas generator and method of operation | |
| CN116771549A (zh) | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 | |
| US2641904A (en) | Apparatus for cooling combustion chambers of movable power plants with an oxidizing agent | |
| RU2514863C1 (ru) | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
| US2736168A (en) | hanley | |
| US3228188A (en) | Thrust-vector control system | |
| KR100470278B1 (ko) | 실험용 로켓엔진 | |
| Takegoshi et al. | Injectors and combustion performance of rocket thruster for rocket-ramjet combined-cycle engine model |