RU2806412C2 - Жидкостный ракетный двигатель - Google Patents

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)

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.

Images