RU2806413C2 - Жидкостный ракетный двигатель - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД), использующем металлосодержащее ракетное горючее. ЖРД, одним из компонентов топлива которого является жидкий окислитель, а другими - смесь жидкого горючего и взвешенного в нем порошкообразного металла и жидкое горючее. Охлаждение камеры сгорания и сопла обеспечивается защитной завесой и трактом регенеративного охлаждения, использующим в качестве охладителя окислитель. В полости смесительной головки между средним и наружным днищами установлена перегородка, разделяющая эту полость на центральную и периферийную зоны, при этом центральная зона подключена к системе подачи смеси жидкого горючего и взвешенного в нем порошкообразного металла, а периферийная - к системе подачи жидкого горючего. Полость смесительной головки между огневым и средним днищами подключена к системе подачи окислителя через охлаждающий тракт. Перегородка выполнена герметичной. Изобретение обеспечивает повышение эффективности охлаждения ЖРД. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ЖРД, использующих металлосодержащие ракетные горючие.

Охлаждение стенок камеры сгорания и сопла ЖРД является одним из важных условий работоспособности двигателя. Для гомогенных ракетных топлив разработаны и опробованы различные технические решения по охлаждению (/1/, с. 283-309, /2/), однако введение в состав ракетного горючего металлической добавки ввиду высокой теплотворной способности реакции горения металлов 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 другими - смесь жидкого горючего и взвешенного в нем порошкообразного металла и жидкое горючее, с защитной завесой сопла и внутренней огневой стенки камеры, образующей вместе с наружной стенкой камеры сгорания охлаждающий тракт, использующий в качестве охладителя окислитель, и со смесительной головкой, в полости смесительной головки между средним и наружным днищами установлена перегородка, разделяющая эту полость на центральную и периферийную зоны, при этом центральная зона подключена к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, а периферийная -к системе подачи жидкого горючего, при этом дополнительно:

- полость смесительной головки между огневым и средним днищами подключена к системе подачи окислителя через охлаждающий тракт;

- перегородка выполнена герметичной.

Сущность изобретения поясняется прилагаемыми чертежами, где на фиг. 1 показана принципиальная схема ЖРД, на фиг. 2 - конструктивная схема смесевой головки и места ее соединения со стенками камеры сгорания.

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 полость горючего смесительной головки. Внутри этой полости между днищами 12 и 13 установлена перегородка 14, которая разделяет полость горючего смесительной головки 1 на две зоны: центральную 15 и периферийную 16.

Перегородка 14 может быть выполнена герметичной или содержать небольшие отверстия для выравнивания давлений в зонах 15 и 16.

В центральной части наружного днища 13 установлен патрубок 17, подключенный к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла. В периферийной части днища 13 установлен патрубок 18, подключенный к системе подачи смеси жидкого горючего. В днищах 11 и 12 выполнены попарно соосные отверстия, в которых установлены двухкомпонентные жидкостные форсунки 19, преимущественно шнеко-центробежные. Расположение и исполнение форсунок 19 на днищах головки 1 зависит от типа применяемых топлив и теплонапряженности ЖРД.

При работе ЖРД осуществляется подача жидкого окислителя через патрубок 10 (стрелка 20), подача смеси жидкого горючего и взвешенного в нем порошкообразного металла через патрубок 17 (стрелка 21) и подача жидкого горючего через патрубок 18 (стрелка 22). Охладитель, 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 днищ 11 и 12, охладитель по боковому входу в отверстиях форсунок 19 (стрелка 23) и через сами форсунки попадает в полость горения 24 камеры сгорания 2.

Жидкое горючее, попадая в периферийную полость 16 смесительной головки 1, через осевой вход в форсунку (стрелка 25) и саму форсунку попадает в полость 24 камеры сгорания 2. Смесь жидкого горючего и взвешенного в нем порошкообразного металла в патрубок, попадая в центральную зону 15 смесительной головки 1, через осевой вход в форсунку (стрелка 26) и саму форсунку попадает в полость горения 24 камеры сгорания 2,

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 27, 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 27 и 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 (3)

1. Жидкостный ракетный двигатель, одним из компонентов топлива которого является жидкий окислитель, а другими - смесь жидкого горючего и взвешенного в нем порошкообразного металла и жидкое горючее, с защитной завесой внутренней огневой стенки камеры сгорания и сопла, образующей вместе с наружной стенкой камеры сгорания охлаждающий тракт, использующий в качестве охладителя окислитель, и со смесительной головкой, отличающийся тем, что в полости смесительной головки между средним и наружным днищами установлена перегородка, разделяющая эту полость на центральную и периферийную зоны, при этом центральная зона подключена к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, а периферийная - к системе подачи жидкого горючего.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что полость смесительной головки между огневым и средним днищами подключена к системе подачи окислителя через охлаждающий тракт.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что перегородка выполнена герметичной.

Images