ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ МАЛОЙ ТЯГИ. Двигатель малой тяги


ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в конструкции, в частности жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ).

ЖРДМТ в настоящее время применяются в большинстве космических аппаратов, кораблях и разгонных блоках ракет носителей в качестве исполнительных органов системы управления. В связи с этим в последнее время существенно возрастают требования к ЖРДМТ по ресурсу, надежности работы и энергетическим показателям.

Для выполнения всех этих требований необходимо решение задачи по обеспечению приемлемого теплового состояния ЖРДМТ - запаса по температуре стенки камеры сгорания (особенно в районе критического сечения), неперегреве смесительной головки и агрегатов ЖРДМТ и недопущения вскипания компонентов топлива. При этом требуется реализовать его высокую экономичность (Jуд≥2950 м/с).

Для решения этой задачи требуется обеспечение участия максимального количества топлива в процессе охлаждения камеры.

Известны технические решения, в которых для обеспечения эффективного охлаждения смешение компонентов осуществляется на начальном участке стенки камеры сгорания. Фирма « Gesellschaft» из ФРГ имеет патент США №3169368 на однофорсуночную головку ЖРДМТ с 2-х компонентной центробежной форсункой. Техническое решение, заявленное фирмой «ThiokolChemicalCarp» в патенте №3382677 США, предусматривает подачу компонента «Г» через тангенциальные отверстия либо через струйные с закруткой на стенку, и подачу компонента «О» из центрального канала через радиальные струйные форсунки на отражательное кольцо. Оба этих решения не обеспечивают достаточного охлаждения стенок камеры сгорания вследствие возникновения колебаний в камере сгорания, срыва потока (в первом техническом решении), разрушения и затормаживания текущей пленки (во втором техническом решении), что ограничивает длительность непрерывных и импульсных пусков.

Известно техническое решение, заявленное фирмой ФРГ « Gesellschaft», патент в США №3546883, во Франции №1578093, в Англии №1229628. Окислитель из кольцевого коллектора истекает через струйные форсунки под углом на цилиндрическую поверхность камеры сгорания. На растекающиеся пленки окислителя падает создаваемая конусом распыла осевой центробежной форсунки пленка горючего. От места контакта пленки текут вместе, осуществляя процесс жидкофазного смешения компонентов и одновременно участвуя в охлаждении камеры сгорания. За счет большой составляющей осевой скорости пленок компонентов обеспечивается эффективный теплосъем корневой части камеры сгорания. Но испытания опытных образцов, выполненных по указанной выше конструкции, выявили, что при длительных включениях в импульсном режиме, а также при длительных включениях на компонентах с температурой, близкой к верхнему пределу, заданному техническим заданием, наблюдается значительный рост температуры смесительной головки, что приводит к падению расхода окислителя и соответственно надежности двигателя.

Известный ЖРДМТ на самовоспламеняющемся двухкомпонентном топливе, взятый за прототип изобретения (см. патент на изобретение №2577908), содержит неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок и кольцевым коническим дефлектором между ними, причем срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, при этом коническая поверхность дефлектора в своей корневой части плавно переходит в цилиндрическую поверхность, соосную с дефлектором и плавно переходящую в обратный конус, острая кромка образующей которого ограничена цилиндрической поверхностью диаметром, меньшим диаметра расположения периферийного пояса струйных форсунок. Согласно этому решению окислитель через струйные форсунки попадает на конический дефлектор, на котором струя преобразуется в первичную пленку, стекающую с кромки дефлектора, и, попадая на внутреннюю стенку камеры сгорания, преобразуется в пленку вторичного растекания. Каналы, выполненные на периферийном поясе форсунок, выравнивают давления между полостью камеры сгорания над наружной поверхностью дефлектора и полостью под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки, что полностью исключает возможность возникновения эффекта эжекции, и, следовательно, возникновения разряжения в полости под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки, ограниченной пленкой факела распыла центробежной форсунки. Поэтому перепад давления на пленке факела распыла не возникает и факел распыла не отклоняется от первоначального расчетно-проектного положения. Таким образом, струи окислителя преобразовываются в пленки, покрывающие практически всю окружность стенки камеры сгорания. Горючее через осевую центробежную форсунку в виде пленки конуса распыла попадает также на стенку камеры сгорания, где происходит соприкосновение самовоспламеняющихся компонентов топлива, совместное их течение по стенке камеры с взаимным их проникновением и жидкофазным смешением с образованием продуктов сгорания. Таким образом, практически все топливо: окислитель и горючее - попадает на стенку камеры сгорания, участвует в ее охлаждении и снятии значительной части теплового потока, направленного по стенке камеры сгорания от критического сечения в сторону смесительной головки. Установка дефлектора позволяет существенно снизить тепловой поток в головку от излучения продуктов горения в камере сгорания, поскольку кольцевой дефлектор закрывает значительную часть днища головки, а сам охлаждается окислителем.

Недостаток решения по прототипу заключается в следующем. В ЖРДМТ, напротив струйных отверстий располагаются каналы, окислитель попадает через струйные форсунки на конический дефлектор. При этом за счет выравнивания давлений между полостью камеры сгорания над наружной поверхностью дефлектора и полостью под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки создается перепад давления и перетекание газовой среды из полости с большим давление в полость с меньшим. Данное перетекание газовой среды оказывает возмущение на струи периферийного пояса форсунок, струя перед преобразованием в первичную пленку начинает отклоняться от расчетно-проектного положения на угол β, следовательно, ухудшается процесс растекания по дефлектору, жидкофазное смешение, что сказывается на качестве охлаждения камеры сгорания, стабильности работы и энергетических характеристиках ЖРДМТ. Также при расположение каналов напротив отверстий струйных форсунок происходит попадание затылочной части первичной пленки окислителя по наружной поверхности дефлектора в полость под внутренней поверхностью дефлектора, что приводит к его неэффективному использованию.

Изобретение направлено на повышение стабильности работы ЖРДМТ и, следовательно, улучшение его параметров.

Этот технический результат достигается тем, что в известном ЖРДМТ на двухкомпонентном топливе, содержащем неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок, равномерно расположенных относительно друг друга на шаг α, и кольцевым коническим дефлектором между ними, при этом срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, полость камеры сгорания над наружной поверхностью дефлектора и полость под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки сообщены между собой каналами, отличается тем, что каналы смещены относительно отверстий форсунки на полшага (α/2).

При таком исполнении в полостях над наружной поверхностью дефлектора и под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки давления не только выравниваются, что полностью исключает возможность возникновения эффекта эжекции, но и исключают возможность отклонения струй от первоначального расчетно-проектного положения, не нарушается растекание пленок по дефлектору и предотвращается затекание части первичной пленки окислителя в полость под внутренней поверхностью дефлектора.

На Фиг. 1 показан общий вид ЖРДМТ по изобретению. На Фиг. 2 приведен выносной элемент А (см. Фиг. 1) со смещением каналов относительно отверстий струйных форсунок на полшага (α/2). На Фиг. 3 приведено наглядное расположение струй со смещением на полшага (α/2) относительно отверстий струйных форсунок и растекание пленок окислителя по дефлектору по изобретению (см. Фиг. 2). На Фиг. 4 приведен выносной элемент А для ЖРДМТ по прототипу (см. Фиг. 1) с расположением каналов напротив отверстий струйных форсунок, отклонение струй от расчетного-проектного положения на угол β. На Фиг. 5 приведено сечение В-В прототипа и показано перетекание первичной пленки окислителя по наружной поверхности дефлектора в полость под внутренней поверхностью дефлектора.

ЖРДМТ содержит камеру 1, смесительную головку с внутренним днищем 2, осевую центробежную форсунку 3, периферийный пояс струйных форсунок 4, расположенных относительно друг друга на шаг α, кольцевой конический дефлектор 5 между ними. Срез 6 центробежной форсунки углублен от выходной кромки 7 образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок 4. Полость 8 камеры сгорания над наружной поверхностью 9 дефлектора и полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора и внутренним днищем смесительной головки соединены каналами 12, которые смещены относительно отверстий форсунки на полшага (α/2).

Позицией 13 показана струя форсунки с нерасчетным углом падения на конус дефлектора, возникающая в прототипе в результате выравнивания давлений между полостями 8 и 10. Струя 14 струйной форсунки соответствует расчетно-проектному положению. Позицией 15 отмечен момент перетекания газовой среды в камере сгорания между полостями 8 и 10. Первичная пленка струи 16 с отклонением от расчетного положения. Первичная пленка струи 17 с учетом изобретения.

При работе ЖРДМТ происходит выравнивание давления в полостях 8 и 10 по каналам 12. Благодаря смещению каналов 12 относительно отверстий струйных форсунок 4 на полшага (α/2), перетекание газовой среды по каналам 12 из полости большего давления в полость меньшего не оказывает возмущения на струи периферийного пояса форсунок 4, струи попадают в расчетную точку на поверхности дефлектора и преобразуются в первичную пленку, стекающую с кромки дефлектора, и, попадая на внутреннюю стенку камеры сгорания, преобразуются в пленку вторичного растекания в соответствии с расчетно-проектным данными. Поэтому струи форсунок устойчивы, первичные пленки долетают до стенки камеры сгорания, не теряя скорости и заданного угла падения, где встречаются с пленкой горючего. Дальше они текут вдоль стенки камеры сгорания вместе, осуществляя жидкофазное смешение компонентов по всему периметру камеры и одновременно участвуя в ее охлаждении. Протекающий процесс жидкофазного смешения близок к оптимальному. Соответственно повышаются энергетические характеристики двигателя, а также осуществляется надежное охлаждение камеры сгорания и смесительной головки. Благодаря расположению каналов 12 со смещением относительно отверстий струйных форсунок на полшага (α/2) и расположению их в корневой части дефлектора 5 попадания растекающейся части первичной пленки окислителя по наружной поверхности 9 дефлектора в полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора не происходит.

Выполненные по заявленному изобретению опытные образцы ЖРДМТ тягой 400 Н проходили испытания на предприятии-заявителе. Величина удельного импульса по сравнению с прототипом повысилась на 50-70 м/с (5-7 с), при этом температура стенки камеры сгорания не превышала 1200°С (при допустимой 1800°С), температура на смесительной головке и агрегатах ЖРДМТ - не более 35°С. Таким образом, заявленное изобретение позволяет повысить стабильность и устойчивость работы ЖРДМТ без колебаний и забросов давления в камере сгорания и обеспечить высокий удельный импульс, а также эффективное охлаждение камеры сгорания и смесительной головки ЖРДМТ.

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги на двухкомпонентном топливе, содержащий камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок, равномерно расположенных относительно друг друга на шаг, и кольцевым коническим дефлектором между ними, при этом срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, полость камеры сгорания над наружной поверхностью дефлектора и полость под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки сообщены между собой каналами, отличающийся тем, что каналы смещены относительно отверстий струйных форсунок на полшага.

edrid.ru

Ракетный двигатель малой тяги

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги с регулированием тяги содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, при этом устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива, имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регулятор напряжения. Изобретение обеспечивает повышение надежности, регулирование подачи компонентов топлива и его массового расхода одним устройством. 2 ил.

 

Настоящее изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги, с регулированием тяги для использования в системах ориентации, коррекции, обеспечения запуска основного двигателя космических аппаратов, обеспечения мягкой посадки спускаемых аппаратов.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ №2315194, в котором функцию регулятора тяги выполняют два регулятора расхода, которые управляются серводросселями. Дросселирующий элемент серводросселя регулятора расхода по первому компоненту соединен с напорной магистралью насоса первого компонента после соплового насадка и выполняет функцию регулятора расхода. Дросселирующий элемент серводросселя регулятора расхода по второму компоненту соединен с напорной магистралью насоса второго компонента после серводросселя, который выполняет функцию регулятора соотношения расходов компонента.

Схема регулирования ракетного двигателя, предложенная в данном патенте, характеризуется сложностью конструкции регуляторов расхода, в составе которых имеются серводроссели. Дросселирующие элементы соединены с системой регенеративного охлаждения и турбонасосным агрегатом. Использование данной схемы регулирования для ракетных двигателей малой тяги невозможно из-за отсутствия регенеративного охлаждения и отсутствия прямой связи работы турбонасосного агрегата с работой двигателя малой тяги.

Известен ракетный двигатель малой тяги по патенту США №3.203.446, в котором регулирование тяги двигателя осуществляется за счет изменения расхода компонента и соотношения компонентов. Ракетный двигатель малой тяги содержит камеру сгорания, с расширяющимся соплом, которая соединена со смесительной головкой, на которой установлены два клапана и два регулятора расхода. Механизм одновременного управления регуляторами расхода позволяет осуществлять перемещение регулирующих игл на одинаковую величину либо на величины, находящиеся в определенном соотношении. Иглы регуляторов соединены тягами через шарниры с рычажным приводом.

Известен дросселируемый ЖРД по патенту США №3.372.543, который содержит головку камеры сгорания с центробежными форсунками с внутренним смещением и регулируемой площадью сечения входных отверстий. Регулирование проходного сечения форсунок производится лепестками, связанными штоками с управляющими гидроцилиндрами. Необходимое соотношение компонентов топлива устанавливается предварительно регулировочными стяжками.

Общим недостатком представленных патентов является осуществление функции регулирования двигателя с помощью двух различных устройств: клапана и последовательно соединенного с ним регулятора расхода компонента топлива, а также необходимость использования сложного шарнирно-рычажного привода или отдельного гидравлического привода для управления регуляторами расхода компонентов топлива.

Известен ракетный двигатель с регулируемой тягой по патенту США №3.421.700, взятый за прототип изобретения, содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива. Каждый компонент топлива подается из клапана в регулятор расхода, состоящий из трубки «Вентури» и регулирующей щели. Оба регулятора расхода управляются одновременно. Регулирование площади проходного сечения трубки «Вентури» и регулирующей щели достигается соответствующим перемещением полой профилированной иглы. Перемещение иглы осуществляется приводом от электродвигателя торцевого типа, а степень перемещения иглы регулируется изменением напряжения, подаваемого на электродвигатель. Ход иглы контролируется сервомеханизмом, управляемым изменением индуктивности электромагнитного клапана.

Недостатком данной конструкции ракетного двигателя малой тяги, с регулированием тяги, является сложность организации функции подачи и регулирования расхода компонентов топлива, при которой перемещение регулирующей иглы осуществляется от специального электрического привода, а степень перемещения иглы зависит от регулятора напряжения питания привода. При этом величина хода иглы контролируется сервомеханизмом, управляемым изменением индуктивности электромагнитного привода клапана. В конструкции регулятора расхода отсутствует фильтр для улавливания частиц, которые образуются от трения при работе электрического привода и сервомеханизма, что может привести к засорению проточной части канала подачи топлива и нарушению функции регулирования двигателя. Система регулирования тяги двигателя, состоящая из большого количества сложных механизмов, не может гарантировать высокую надежность работы, а также усложняет конструкцию двигательной установки и увеличивает ее габариты и вес.

Реализация в производстве такой системы регулирования ракетного двигателя связана с большими затратами на производство, испытания и эксплуатацию изделия, снижающими рентабельность производства космической техники.

Задачей настоящего изобретения является создание надежного двигателя малой тяги с регулированием тяги, простого по конструкции и рентабельного в производстве за счет использования такого принципа регулирования, который позволяет выполнять функцию подачи в двигатель компонентов топлива, регулирования его массового расхода и регулирование соотношения компонентов топлива одним устройством.

Решение данной задачи основано на использовании устройства, работающего на физическом принципе «обратного пьезоэлектрического эффекта», в котором реализуется свойство пьезоэлектрического элемента изменять амплитуду перемещения в зависимости от величины электрического напряжения, подаваемого на пьезоэлектрический элемент.

Для этого в известном ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регуляторы напряжения.

Ракетный двигатель малой тяги, с регулируемой тягой, представлен на фиг. 1 и фиг. 2. На фиг. 1 изображен общий вид ракетного двигателя, на фиг. 2 изображено устройство для подачи и регулирования расхода компонента топлива.

Ракетный двигатель малой тяги содержит камеру сгорания 1, которая соединена со смесительной головкой 2. На смесительной головке выполнены каналы 3 и 4 и установлены два устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6, которые сообщаются с каналами 7 и 8 соответственно.

Устройство для подачи и регулирования расхода компонентов топлива содержит корпус 9; пьезоэлектрический привод 10, шток 11, уплотнительное кольцо 12, тарельчатую пружину 13, для создания предварительного натяга пьезоэлектрического привода, мультипликатор хода 14 (не раскрывается), клапан 15, седло 16 и возвратную пружину 17. Пьезоэлектрический привод проводами 18 и 19 электрически соединен с источником питания 20.

В смесительной головке установлены форсунка 21 центробежного типа для подачи горючего в камеру сгорания и форсунка 22 для подачи окислителя. Двигатель снабжен теплозащитным экраном 23. На камере сгорания выполнено расширяющееся сопло 24.

Источники питания 20 снабжены регуляторами напряжения 25.

Ракетный двигатель малой тяги работает следующим образом. Окислитель «О» подается по каналу 3, а горючее «Г» подается по каналу 4, выполненным в смесительной головке 2, и попадают на вход по стрелке «А» устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 соответственно. Устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 нормально-закрытого типа. При подаче от источника питания 20 по проводам 18 и 19 напряжения на пьезоэлектрический привод 10, в соответствии с принципом «обратного пьезоэлектрического эффекта», происходит направленное изменение типа кристаллической решетки пьезоэлектрического элемента 10 и, как следствие, линейное перемещение его торца. Пьезоэлектрический привод 10 установлен в жестком корпусе 9 с предварительным поджатием тарельчатой пружиной 13 и имеет возможность перемещения только в сторону клапана 15. Перемещение пьезоэлектрического элемента через шток 11, передается на мультипликатор хода 14 (не раскрыт). Мультипликатор увеличивает перемещение пьезоэлектрического привода пропорционально передаточному отношению. Увеличенное в мультипликаторе хода 14 перемещение пьезоэлектрического элемента передается на клапан 15, который преодолевает усилие пружины 17 и давление рабочего тела отходит от седла 16. При открытом клапане 15 компоненты топлива «Г» или «О» попадают в объем за клапаном по стрелке «Б» и далее по каналам 7 и 8 соответственно подаются на форсунки 21 и 22.

Пьезоэлектрический привод 10 защищен от воздействия компонентов топлива «О» или «Г» уплотнительным кольцом 12.

Компоненты топлива «Г» и «О» из форсунок 21 и 22 соответственно попадают в камеру сгорания для смесеобразования, в процессе которого один из компонентов образует защитную пленку. При соединении компонентов топлива «О» или «Г» в камере сгорания 1 происходит химическая реакция горения, с повышением температуры и давления и при истечении продуктов сгорания через расширяющееся сопло 24 создается реактивная тяга двигателя.

Защита от внешнего воздействия ракетного двигателя малой тяги осуществляется защитным экраном 23.

Величина тяги ракетного двигателя зависит, в том числе, и от расхода компонентов топлива, участвующих в реакции горения. Управление подачей компонентов топлива происходит при подаче напряжения от источника питания 20 на пьезоэлектрический привод 10 в устройстве для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6. Регулирование расхода каждого компонента топлива происходит при изменении величины перемещения пьезоэлектрического привода 10 и связанного с ним клапана 15. Величина перемещения клапана 15 зависит от величины напряжения, подаваемого на пьезоэлектрический привод 10. Для осуществления функции регулирования расхода рабочего тела источник питания 20 пьезоэлектрического привода 10 снабжен регулятором напряжения 25, которым задается изменение величины напряжения и соответственно изменяется амплитуда перемещения пьезоэлектрического привода 10. Пропорционально изменению величины напряжения подаваемого на пьезоэлектрический привод 10 изменяется соответственно и величина хода клапана 15, площадь проходного сечения и массовый расход рабочего тела. Следует отметить, что в данной конструкции устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 глубина регулирования параметров расхода зависит от величины изменения хода клапана, коэффициента трансформации в мультипликаторе 14. Номинальное значение соотношения компонентов топлива «О» и «Г» настраивается при изготовлении двигателя, а регулирование соотношения компонентов топлива «О» и «Г» осуществляется в необходимых пределах за счет раздельного регулирования величины напряжения подаваемого регуляторами напряжения 25 на каждое устройство подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 в отдельности. При этом из-за различной степени регулирования расхода каждого компонента топлива изменяется их соотношение в химической реакции горения и соответственно энергетические параметры ракетного двигателя малой тяги.

Техническим результатом данного изобретения ракетного двигателя малой тяги, с регулированием тяги, является повышение надежности за счет упрощения конструкции путем использования объединенного устройства для подачи и регулирования расхода рабочего тела, имеющего пьезоэлектрический привод и выполняющего функции управления подачей и регулирования расхода при подаче компонентов топлива в двигатель, а также регулирования соотношения компонентов топлива «О» и «Г» за счет раздельного регулирования каждого устройства.

Следующим техническим результатом данного изобретения является повышение рентабельности производства ракетного двигателя малой тяги с регулированием тяги за счет исключения из конструкции сложных механизмов для регулирования и, соответственно, уменьшения затрат на их производство, испытания и эксплуатацию.

Ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, отличающийся тем, что устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регуляторы напряжения.

www.findpatent.ru

Ракетный двигатель малой тяги

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения, согласно изобретению полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов, огневое днище выполнено в виде полусферы. На огневом днище выполнены тангенциальные каналы окислителя завесы, а оси струйных форсунок направлены на их выходы. Тангенциальные каналы центробежной форсунки расположены под углом к оси камеры закручивания и направлены в сторону полости воспламенения. Корпус камеры выполнен составным из переходника и жаропрочной камеры сгорания и сопла, а их узел соединения расположен в коллекторе окислителя. Изобретение обеспечивает надежное воспламенение топливной смеси в камере сгорания во время запуска, отключение системы воспламенения после выхода ракетного двигателя малой тяги на рабочий режим, организация эффективных процессов смесеобразования и горения, теплозащиты стенок камеры сгорания, сопла, огневого днища и рабочих элементов воспламенителя, повышение удельного импульса тяги ракетного двигателя малой тяги. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно - к ракетным двигателям малой тяги на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Изобретение может быть использовано в авиационной технике и агрегатах промышленной энергетики.

Известен ракетный двигатель на несамовоспламеняющихся компонентах топлива (патент US №3712059, кл. 60-258), который имеет смесительную головку с установленной в ней центробежной форсункой горючего, струйными форсунками окислителя, электрическим воспламенителем и корпус камеры с трактом регенеративного охлаждения.

Газообразный кислород подводится в корпус камеры в районе минимального сечения сопла, проходит тракт регенеративного охлаждения и направляется струйными форсунками на внутреннюю стенку камеры сгорания для создания пристеночного слоя внутреннего охлаждения. Горючее подается в камеру сгорания центробежной форсункой в виде конуса распыла, сталкивающегося с окислительным пристеночным слоем внутреннего охлаждения. В результате столкновения конуса распыла горючего и окислительного пристеночного слоя внутреннего охлаждения происходит смесеобразование. Топливная смесь с обратными вихрями внутри конуса распыла горючего поступает в камеру закручивания и поджигается плазменным потоком кислорода, истекающим из системы воспламенения.

Недостатками такого ракетного двигателя являются организация процессов смесеобразования и горения на стенке камеры сгорания и неэффективное использование его объема, которые приводят к низкому совершенству процессов в камере сгорания (φβ=0,67…0,76) и к потребности в регенеративном охлаждении, усложняющем конструкцию корпуса камеры. Наличие постоянного очага горения внутри центробежной форсунки и отсутствие защиты воспламенителя от воздействия продуктов сгорания из этого очага может стать причиной выхода из строя воспламенителя.

Эти недостатки устраняются в ракетном двигателе малой тяги (патент РФ №2183761 С2, опубл. 20.06.2002, бюл. №17), в котором с целью разделения рабочего процесса на предварительный режим для воспламенения компонентов топлива и запуска рабочего процесса и рабочий, после отключения системы воспламенения, введены отдельные элементы подачи горючего в систему воспламенения, включаемые при запуске рабочего процесса и отключаемые на рабочем режиме.

Известный ракетный двигатель малой тяги содержит основную камеру и предкамеру с воспламенительным устройством, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру и магистраль подвода горючего в основную камеру. В предкамеру введен смесительный элемент с реакционной внутренней полостью и шнеком, выполненным на его внешней поверхности. В воспламенительном устройстве, установленном перед смесительным элементом, расположена полость подачи горючего, соединенная струйными форсунками с магистралью подвода горючего в предкамеру. На выходе смесительного элемента, на его наружной поверхности установлена втулка, образующая с корпусом смесительного элемента полость закручивания потока горючего, которая соединена тангенциальными каналами во втулке с магистралью подвода горючего в основную камеру. Выход из полости закручивания горючего в основную камеру пережат кольцевым выступом, выполненным во втулке. Магистраль подвода окислителя соединена с коллектором, расположенным перед входом в шнек смесительного элемента со стороны основной камеры.

Газообразный окислитель из магистрали подвода окислителя подается шнекоцентробежной форсункой в реакционную полость смесительного элемента в виде закрученного потока и истекает из нее в камеру, где сталкивается с закрученным центробежной форсункой потоком горючего. Горючее для системы воспламенения впрыскивается в полость подачи горючего струйными форсунками, смешивается с окислителем осевой вихревой зоны обратного тока из реакционной полости и создает топливную смесь, которая распространяется как в воспламенительное устройство, так и в реакционную полость.

Рабочий процесс начинается с подачи газообразного окислителя в реакционную полость, затем вспрыскивается горючее в полость подачи горючего и включается воспламенительное устройство. После зажигания компонентов топлива в реакционной полости и достижения в основной камере предварительного давления воспламенительное устройство отключается, а расход горючего переключается непосредственно в основную камеру. Ракетный двигатель малой тяги выходит на рабочий режим.

В таком ракетном двигателе малой тяги обеспечивается эффективное ядро горения, надежная теплозащита стенок камеры сгорания и сопла. Система воспламенения выключается после выхода ракетного двигателя малой тяги на рабочий режим.

Недостатком известного ракетного двигателя малой тяги является сложность управления его работой, заключающаяся в необходимости придерживаться строгой последовательности подачи компонентов топлива в камеру и включения в работу воспламенительного устройства, необходимость в дополнительных агрегатах, элементах системы управления. Кроме того, основным недостатком известного ракетного двигателя малой тяги является превращение магистрали подвода горючего в предкамеру и полости воспламенительного устройства после его отключения в тупиковые. Тупиковые полости могут быть засорены твердыми и смолообразными фракциями продуктов сгорания, занесенными вихревыми зонами обратного тока из камеры. Вероятность засорения увеличивается из-за нестационарного процесса повышения давления в камере с предварительного до рабочего и наличия пульсаций давления в камере во время работы ракетного двигателя малой тяги. Все эти недостатки снижают надежность работы системы воспламенения и ракетного двигателя малой тяги в целом.

Известно также устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания (патент РФ №2183763 С2, опубл. 20.06.2002, бюл. №17), содержащее корпус, в котором центрально установлена электрическая свеча, смесительный элемент, внутри которого образована реакционная полость, сужающаяся к выходу в камеру сгорания, а на наружной поверхности выполнен шнек, на входе которого со стороны камеры сгорания размещен коллектор подвода окислителя, полость подачи горючего и коллектор подвода горючего, причем полость подачи горючего образована во втулке, установленной с образованием подсвечной полости, которая соединена через центральное отверстие, выполненное во втулке, с полостью подачи горючего и сквозными периферийными отверстиями, выполненными в этой же втулке вокруг полости подачи горючего, с зазором между смесительным элементом и втулкой. Зазор между смесительным элементом и втулкой выполняет функции камеры закручивания шнекоцентробежной форсунки окислителя.

Газообразный окислитель из коллектора подвода подается шнекоцентробежной форсункой в реакционную полость смесительного элемента в виде закрученного потока и через ее сужающуюся часть истекает в камеру сгорания. Закрученный поток образует в реакционной полости приосевую зону обратного тока, распространяющуюся в полость подачи горючего. Горючее из коллектора подвода впрыскивается в полость подачи горючего струйными форсунками. Топливная смесь, полученная перемешиванием окислителя и горючего, поступает в подсвечную полость из полости подачи горючего через центральное отверстие во втулке. Дополнительно в подсвечную полость подается окислитель из камеры закручивания шнекоцентробежной форсунки через периферийные сквозные отверстия.

При подаче импульсов электрического тока на электроды свечи топливная смесь в подсвечной полости воспламеняется. Высокотемпературные продукты сгорания впрыскиваются в полость подачи горючего и поджигают топливную смесь в полости подачи горючего и реакционной полости смесительного элемента. Продукты сгорания из реакционной полости через пережатое сечение направляются в камеру сгорания.

В таком устройстве обеспечивается эффективная теплозащита стенок камеры сгорания и сопла. Однако количество окислителя, поступающего из реакционной зоны только за счет обратных токов с одной стороны и из зазора между смесительным элементом и втулкой через периферийные отверстия, подсвечную полость и центральное отверстие втулки с другой стороны, и его количество движения недостаточны для интенсивного перемешивания с горючим. Некачественное смесеобразование в полости подачи горючего, а также отсутствие механизмов его интенсификации приводят к затрудненному воспламенению топливной смеси и к организации неоднородного ядра горения в реакционной зоне и в камере сгорания.

Основным недостатком такого устройства является постоянный подвод топливной смеси из полости подачи горючего в подсвечную полость при запуске и после выхода ракетного двигателя малой тяги на рабочий режим и, вследствие этого, возможность распространения очага горения из полости подачи горючего в эту полость. Близость зоны разрушения струй горючего, а также подвод продуктов смесеобразования из реакционной зоны приводит к переобогащению топливной смеси в подсвечной полости. При реализации соотношения компонентов топлива меньше расчетного может произойти интенсивное сажеобразование и закоксовывание твердыми и смолообразными фракциями внутренних полостей системы воспламенения и полости подачи горючего, а при реализации соотношения больше расчетного - к перегреву и разрушению системы воспламенения, в т.ч. свечи. Этот недостаток усугубляется при пульсациях давления в камере сгорания, характерных высоко динамичным ракетным двигателям малой тяги, особенно, на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Амплитуда пульсаций может составлять до 50% номинального значения давления в камере сгорания при запуске двигателя малой тяги и до 20% на рабочем режиме. В результате пульсаций давления в камере сгорания горючее и продукты сгорания из полости подачи забрасываются в подсвечную полость. Горючее дополнительно обогащает топливную смесь под свечой, а твердые фракции продуктов сгорания засоряют подсвечную полость и сквозные периферийные отверстия. Эти недостатки приводят к снижению ресурса работы и срока службы системы воспламенения и, соответственно, к снижению ресурса и срока службы ракетного двигателя малой тяги в целом.

Задачей, решаемой с помощью изобретения, является устранение вышеуказанных недостатков и обеспечение надежного воспламенения топливной смеси в камере сгорания во время запуска, отключение системы воспламенения после выхода на рабочий режим, организация эффективных процессов смесеобразования и горения, теплозащиты стенок камеры сгорания, сопла, огневого днища и рабочих элементов воспламенителя, повышение удельного импульса тяги ракетного двигателя малой тяги.

Решение задачи заключается в том, что в ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения, согласно изобретению полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов, а огневое днище выполнено в виде полусферы.

В предпочтительном варианте исполнения на огневом днище выполнены тангенциальные каналы окислителя завесы, а оси струйных форсунок направлены на их выходы

Кроме того, в ракетном двигателе малой тяги тангенциальные каналы центробежной форсунки могут быть расположены под углом к оси камеры закручивания и направлены в сторону полости воспламенения.

Дополнительно корпус камеры может быть выполнен составным из переходника и жаропрочной камеры сгорания и сопла, а их узел соединения расположен в коллекторе окислителя.

Устройство предлагаемого ракетного двигателя малой тяги приведено на фиг.1, 2, 3. На фиг.1 показан общий вид ракетного двигателя малой тяги, на фиг.2 приведена система воспламенения в увеличенном масштабе, а на фиг.3 показано взаимное расположение выходов тангенциальных подводов, струйных форсунок, осевого профилированного канала и входов периферийных каналов.

Ракетный двигатель малой тяги содержит смесительную головку 1 с подводами 2 и 3 подачи окислителя («О») и горючего («Г») соответственно и кольцевыми коллекторами окислителя 4 и горючего 5. В смесительную головку по оси установлен смеситель 6, к ней присоединен корпус камеры с соплом 7 и переходником 8 и рабочая часть воспламенителя 9, уплотненная со смесителем 6 прокладкой 10.

В смесителе 6 выполнена центробежная форсунка с камерой закручивания 11, в которую выходят тангенциальные каналы 12 газообразного окислителя, сообщенные с кольцевым коллектором 4 и подводом подачи окислителя 2. К камере закручивания 11 со стороны камеры сгорания 13 примыкает профилированное радиусом огневое днище 14, а со стороны воспламенителя 9 - осевой профилированный канал 15, соединяющий камеру закручивания 11 с полостью воспламенения 16 по оси смесителя 6. Дополнительно периферия камеры закручивания 11 соединена с полостью воспламенения 16 периферийными каналами 17, расположенными вокруг осевого профилированного канала 15. На поверхность огневого днища 14 выходят тангенциальные каналы 18 газообразного окислителя, создающего тепловую завесу, сообщенные, как и тангенциальные каналы 12, с кольцевым коллектором 4.

Струйные форсунки 19 горючего исходят из кольцевого коллектора 5, сообщенного с подводом подачи горючего 3, и имеют выходы в камеру закручивания 11 в конце расширяющейся части осевого профилированного канала 15.

Для улучшения технологичности соединения со смесительной головкой 1, в случае изготовления сопла 7 из тугоплавких сплавов или керамических жаростойких материалов, корпус камеры выполнен сборкой камеры сгорания 13 с соплом 7 и переходника 8 посредством узла соединения 20, представляющего собой комбинацию резьбового и паяно-сварного соединений. Узел соединения 20 для исключения воздействия на него высоких температур и повышения надежности примыкает к коллектору 4 окислителя и охлаждается его потоком.

Газообразный окислитель, подаваемый в камеру сгорания 13 тангенциальными каналами 12 из коллектора 4, завихряется в камере закручивания 11, образует пелену и истекает на профилированную стенку огневого днища 14 смесительной головки 1 в виде закрученного потока, который вытесняется от стенки огневого днища 14 закрученным потоком окислителя завесы, организованным тангенциальными каналами 18. Цилиндрические струи окислителя, образованные сразу за выходами из тангенциальных каналов 12 после их косого среза, до перехода в пелену имеют два режима течения. Первый - режим запуска - течение при давлении в камере сгорания ниже рабочего, когда реализуются максимальная скорость истечения из тангенциальных каналов 12. Второй - рабочий режим - течение при давлении в камере сгорания, равном рабочему, когда окислитель имеет минимальную скорость истечения. При максимальной скорости истечения, которая может быть сверхзвуковой, на входах периферийных каналов 17, обращенных в сторону камеры сгорания 13, создается разрежение и рабочая среда из приосевой зоны камеры закручивания 11 через осевой профилированный канал 15, полость воспламенения 16, периферийные каналы 17 поступает на периферию камеры закручивания 11. При минимальной скорости истечения на входах периферийных каналов 17 создается давление, которое выше, чем давление в ядре камеры закручивания 11. Поэтому создается поток окислителя из периферии камеры закручивания 11 через периферийные каналы 17, полость воспламенения 16 в ядро камеры закручивания 11.

Струи горючего, подаваемого в камеру сгорания 13 струйными форсунками 19 из коллектора 5, пронизывают цилиндрические струи окислителя, образованные сразу за выходами из тангенциальных каналов 12 после их косого среза до перехода в пелену, и распыливаются в виде факела. Смещенный в направлении закрутки окислителя факел распыла горючего вместе с закрученным потоком окислителя истекает вдоль профилированного огневого днища 14 и оттесняется от стенки огневого днища 14 и камеры сгорания 13 закрученным потоком окислителя завесы, подаваемым в камеру сгорания 13 через тангенциальные каналы 18.

В камере сгорания 13 вблизи огневого днища 14 организуются два газовых вихря Первый вихрь формируется вокруг оси камеры сгорания 13 и обеспечивает теплозащиту огневого днища 14, стенок камеры сгорания 13 и сопла 7, а также равномерное распределение продуктов смесеобразования и горения по окружности. Второй вихрь - тороидальный - образован движением газообразного кислорода вдоль стенок огневого днища 14 и прилегающей к нему части камеры сгорания 13 от камеры закручивания 11 в сторону сопла 7, а продуктов смесеобразования и горения по оси камеры сгорания 13 от сопла 7 в сторону камеры закручивания 11. Тороидальный вихрь формирует ядро горения, перемещая продукты смесеобразования и неполного сгорания по оси камеры сгорания 13 к форсункам и интенсифицируя процессы смесеобразования. Эти два газовых вихря, взаимодействуя друг с другом, образуют эффективное ядро горения и пристеночный слой окислителя, предназначенный для внутреннего охлаждения стенок камеры сгорания 13 и сопла 7, а также огневого днища 14 смесительной головки 1. Кроме того, тороидальный вихрь участвует в процессе воспламенения компонентов топлива, подводя мелкодисперсное распыленное горючее из камеры сгорания 13 к полости воспламенения 16 во время запуска ракетного двигателя малой тяги.

По команде на включение ракетного двигателя малой тяги окислитель и горючее подаются в камеру через подводы 2 и 3 соответственно и в камере сгорания 13 начинаются процессы смесеобразования, воспламенения, горения и теплозащиты конструкции. Окислитель, подаваемый в камеру закручивания 11 через тангенциальные каналы 12, эжектирует мелкодисперсную топливную смесь, образованную столкновением струй горючего и цилиндрических струй окислителя, и топливную смесь, подведенную из камеры сгорания 13 тороидальным вихрем, через осевой профилированный канал 15 в полость воспламенения 16. При подводе тепловой энергии воспламенителем 9 топливная смесь в полости воспламенения 16 зажигается и выбрасывается через осевой профилированный канал 15 обратно в камеру закручивания 11 в виде сверхзвукового высокотемпературного потока продуктов сгорания, который, дополнительно интенсифицируя процессы смесеобразования, поджигает топливную смесь, находящуюся в камере закручивания 11. Затем процесс горения распространяется в объеме камеры сгорания 13. После достижения рабочего давления в камере сгорания 13 давление на периферии камеры закручивания 11 повышается и эжектирование среды из полости воспламенения 16 прекращается. Газообразный окислитель направляется в полость воспламенения 16 из камеры закручивания 11 через периферийные каналы 17 за счет перепада давления между периферией камеры закручивания 11 и ее осью. Начинается продувка полости воспламенения 16 чистым газообразным окислителем, который вытесняет топливную смесь через осевой профилированный канал 15 в камеру закручивания 11 и одновременно охлаждает рабочие элементы системы воспламенения, в т.ч. воспламенителя 9. Продувка и охлаждение рабочих элементов воспламенителя 9 продолжается в течение всего времени огневой работы ракетного двигателя малой тяги и прекращается при останове двигателя.

При повторном включении ракетного двигателя малой тяги и подаче тепловой энергии воспламенителем вышеописанный рабочий процесс в камере повторяется вновь.

Экспериментальными исследованиями трех опытных образцов ракетного двигателя малой тяги с тягой 196 Н, камеры которых выполнены в соответствии с предлагаемым техническим решением, подтверждена эффективность изобретения. Результатами огневых испытаний на компонентах топлива «кислород газообразный - спирт этиловый» и «кислород газообразный - керосин» показана возможность получения удельного импульса тяги более 3000 м/с при удовлетворительном тепловом состоянии конструкции. Один ракетный двигатель малой тяги прошел ресурсные огневые испытания на компонентах топлива «кислород газообразный - керосин» в объеме 1,3·105 включений с длительностью включения от 0,050 с до 300 с и имел стопроцентное зажигание в течение ресурса работы по количеству включений. Отсутствие отказов в процессе ресурсных испытаний доказывает работоспособность принципа эжекции топливной смеси под воспламенитель и надежность зажигания топливной смеси в камере сгорания. В результате экспериментальных исследований выявлено наличие градиента давления между камерой сгорания и полостью воспламенения смесительной головки на рабочем режиме. Давление в полости воспламенения ниже, чем давление на стенке огневого днища (разность давлений составляет до 2,5 кгс/см2), а т.к. давление на стенке камеры закручивания из-за центробежных сил закрученного потока выше, чем давление в камере сгорания, то перепад давления на периферийных каналах еще выше, что свидетельствует о наличии расхода окислителя через периферийные каналы и продувки системы воспламенения окислителем из камеры закручивания центробежной форсунки на рабочем режиме.

1. Ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения, отличающийся тем, что полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов, огневое днище выполнено в виде полусферы.

2. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что на огневом днище выполнены тангенциальные каналы окислителя завесы, а оси струйных форсунок горючего направлены на их выходы.

3. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что тангенциальные каналы центробежной форсунки расположены под углом к камере закручивания и направлены в сторону полости воспламенения.

4. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что корпус камеры выполнен составным из переходника и жаропрочной камеры сгорания и сопла, а их узел соединения расположен в коллекторе окислителя.

www.findpatent.ru

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ

Настоящее изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги, с регулированием тяги для использования в системах ориентации, коррекции, обеспечения запуска основного двигателя космических аппаратов, обеспечения мягкой посадки спускаемых аппаратов.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ №2315194, в котором функцию регулятора тяги выполняют два регулятора расхода, которые управляются серводросселями. Дросселирующий элемент серводросселя регулятора расхода по первому компоненту соединен с напорной магистралью насоса первого компонента после соплового насадка и выполняет функцию регулятора расхода. Дросселирующий элемент серводросселя регулятора расхода по второму компоненту соединен с напорной магистралью насоса второго компонента после серводросселя, который выполняет функцию регулятора соотношения расходов компонента.

Схема регулирования ракетного двигателя, предложенная в данном патенте, характеризуется сложностью конструкции регуляторов расхода, в составе которых имеются серводроссели. Дросселирующие элементы соединены с системой регенеративного охлаждения и турбонасосным агрегатом. Использование данной схемы регулирования для ракетных двигателей малой тяги невозможно из-за отсутствия регенеративного охлаждения и отсутствия прямой связи работы турбонасосного агрегата с работой двигателя малой тяги.

Известен ракетный двигатель малой тяги по патенту США №3.203.446, в котором регулирование тяги двигателя осуществляется за счет изменения расхода компонента и соотношения компонентов. Ракетный двигатель малой тяги содержит камеру сгорания, с расширяющимся соплом, которая соединена со смесительной головкой, на которой установлены два клапана и два регулятора расхода. Механизм одновременного управления регуляторами расхода позволяет осуществлять перемещение регулирующих игл на одинаковую величину либо на величины, находящиеся в определенном соотношении. Иглы регуляторов соединены тягами через шарниры с рычажным приводом.

Известен дросселируемый ЖРД по патенту США №3.372.543, который содержит головку камеры сгорания с центробежными форсунками с внутренним смещением и регулируемой площадью сечения входных отверстий. Регулирование проходного сечения форсунок производится лепестками, связанными штоками с управляющими гидроцилиндрами. Необходимое соотношение компонентов топлива устанавливается предварительно регулировочными стяжками.

Общим недостатком представленных патентов является осуществление функции регулирования двигателя с помощью двух различных устройств: клапана и последовательно соединенного с ним регулятора расхода компонента топлива, а также необходимость использования сложного шарнирно-рычажного привода или отдельного гидравлического привода для управления регуляторами расхода компонентов топлива.

Известен ракетный двигатель с регулируемой тягой по патенту США №3.421.700, взятый за прототип изобретения, содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива. Каждый компонент топлива подается из клапана в регулятор расхода, состоящий из трубки «Вентури» и регулирующей щели. Оба регулятора расхода управляются одновременно. Регулирование площади проходного сечения трубки «Вентури» и регулирующей щели достигается соответствующим перемещением полой профилированной иглы. Перемещение иглы осуществляется приводом от электродвигателя торцевого типа, а степень перемещения иглы регулируется изменением напряжения, подаваемого на электродвигатель. Ход иглы контролируется сервомеханизмом, управляемым изменением индуктивности электромагнитного клапана.

Недостатком данной конструкции ракетного двигателя малой тяги, с регулированием тяги, является сложность организации функции подачи и регулирования расхода компонентов топлива, при которой перемещение регулирующей иглы осуществляется от специального электрического привода, а степень перемещения иглы зависит от регулятора напряжения питания привода. При этом величина хода иглы контролируется сервомеханизмом, управляемым изменением индуктивности электромагнитного привода клапана. В конструкции регулятора расхода отсутствует фильтр для улавливания частиц, которые образуются от трения при работе электрического привода и сервомеханизма, что может привести к засорению проточной части канала подачи топлива и нарушению функции регулирования двигателя. Система регулирования тяги двигателя, состоящая из большого количества сложных механизмов, не может гарантировать высокую надежность работы, а также усложняет конструкцию двигательной установки и увеличивает ее габариты и вес.

Реализация в производстве такой системы регулирования ракетного двигателя связана с большими затратами на производство, испытания и эксплуатацию изделия, снижающими рентабельность производства космической техники.

Задачей настоящего изобретения является создание надежного двигателя малой тяги с регулированием тяги, простого по конструкции и рентабельного в производстве за счет использования такого принципа регулирования, который позволяет выполнять функцию подачи в двигатель компонентов топлива, регулирования его массового расхода и регулирование соотношения компонентов топлива одним устройством.

Решение данной задачи основано на использовании устройства, работающего на физическом принципе «обратного пьезоэлектрического эффекта», в котором реализуется свойство пьезоэлектрического элемента изменять амплитуду перемещения в зависимости от величины электрического напряжения, подаваемого на пьезоэлектрический элемент.

Для этого в известном ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регуляторы напряжения.

Ракетный двигатель малой тяги, с регулируемой тягой, представлен на фиг. 1 и фиг. 2. На фиг. 1 изображен общий вид ракетного двигателя, на фиг. 2 изображено устройство для подачи и регулирования расхода компонента топлива.

Ракетный двигатель малой тяги содержит камеру сгорания 1, которая соединена со смесительной головкой 2. На смесительной головке выполнены каналы 3 и 4 и установлены два устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6, которые сообщаются с каналами 7 и 8 соответственно.

Устройство для подачи и регулирования расхода компонентов топлива содержит корпус 9; пьезоэлектрический привод 10, шток 11, уплотнительное кольцо 12, тарельчатую пружину 13, для создания предварительного натяга пьезоэлектрического привода, мультипликатор хода 14 (не раскрывается), клапан 15, седло 16 и возвратную пружину 17. Пьезоэлектрический привод проводами 18 и 19 электрически соединен с источником питания 20.

В смесительной головке установлены форсунка 21 центробежного типа для подачи горючего в камеру сгорания и форсунка 22 для подачи окислителя. Двигатель снабжен теплозащитным экраном 23. На камере сгорания выполнено расширяющееся сопло 24.

Источники питания 20 снабжены регуляторами напряжения 25.

Ракетный двигатель малой тяги работает следующим образом. Окислитель «О» подается по каналу 3, а горючее «Г» подается по каналу 4, выполненным в смесительной головке 2, и попадают на вход по стрелке «А» устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 соответственно. Устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 нормально-закрытого типа. При подаче от источника питания 20 по проводам 18 и 19 напряжения на пьезоэлектрический привод 10, в соответствии с принципом «обратного пьезоэлектрического эффекта», происходит направленное изменение типа кристаллической решетки пьезоэлектрического элемента 10 и, как следствие, линейное перемещение его торца. Пьезоэлектрический привод 10 установлен в жестком корпусе 9 с предварительным поджатием тарельчатой пружиной 13 и имеет возможность перемещения только в сторону клапана 15. Перемещение пьезоэлектрического элемента через шток 11, передается на мультипликатор хода 14 (не раскрыт). Мультипликатор увеличивает перемещение пьезоэлектрического привода пропорционально передаточному отношению. Увеличенное в мультипликаторе хода 14 перемещение пьезоэлектрического элемента передается на клапан 15, который преодолевает усилие пружины 17 и давление рабочего тела отходит от седла 16. При открытом клапане 15 компоненты топлива «Г» или «О» попадают в объем за клапаном по стрелке «Б» и далее по каналам 7 и 8 соответственно подаются на форсунки 21 и 22.

Пьезоэлектрический привод 10 защищен от воздействия компонентов топлива «О» или «Г» уплотнительным кольцом 12.

Компоненты топлива «Г» и «О» из форсунок 21 и 22 соответственно попадают в камеру сгорания для смесеобразования, в процессе которого один из компонентов образует защитную пленку. При соединении компонентов топлива «О» или «Г» в камере сгорания 1 происходит химическая реакция горения, с повышением температуры и давления и при истечении продуктов сгорания через расширяющееся сопло 24 создается реактивная тяга двигателя.

Защита от внешнего воздействия ракетного двигателя малой тяги осуществляется защитным экраном 23.

Величина тяги ракетного двигателя зависит, в том числе, и от расхода компонентов топлива, участвующих в реакции горения. Управление подачей компонентов топлива происходит при подаче напряжения от источника питания 20 на пьезоэлектрический привод 10 в устройстве для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6. Регулирование расхода каждого компонента топлива происходит при изменении величины перемещения пьезоэлектрического привода 10 и связанного с ним клапана 15. Величина перемещения клапана 15 зависит от величины напряжения, подаваемого на пьезоэлектрический привод 10. Для осуществления функции регулирования расхода рабочего тела источник питания 20 пьезоэлектрического привода 10 снабжен регулятором напряжения 25, которым задается изменение величины напряжения и соответственно изменяется амплитуда перемещения пьезоэлектрического привода 10. Пропорционально изменению величины напряжения подаваемого на пьезоэлектрический привод 10 изменяется соответственно и величина хода клапана 15, площадь проходного сечения и массовый расход рабочего тела. Следует отметить, что в данной конструкции устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 глубина регулирования параметров расхода зависит от величины изменения хода клапана, коэффициента трансформации в мультипликаторе 14. Номинальное значение соотношения компонентов топлива «О» и «Г» настраивается при изготовлении двигателя, а регулирование соотношения компонентов топлива «О» и «Г» осуществляется в необходимых пределах за счет раздельного регулирования величины напряжения подаваемого регуляторами напряжения 25 на каждое устройство подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 в отдельности. При этом из-за различной степени регулирования расхода каждого компонента топлива изменяется их соотношение в химической реакции горения и соответственно энергетические параметры ракетного двигателя малой тяги.

Техническим результатом данного изобретения ракетного двигателя малой тяги, с регулированием тяги, является повышение надежности за счет упрощения конструкции путем использования объединенного устройства для подачи и регулирования расхода рабочего тела, имеющего пьезоэлектрический привод и выполняющего функции управления подачей и регулирования расхода при подаче компонентов топлива в двигатель, а также регулирования соотношения компонентов топлива «О» и «Г» за счет раздельного регулирования каждого устройства.

Следующим техническим результатом данного изобретения является повышение рентабельности производства ракетного двигателя малой тяги с регулированием тяги за счет исключения из конструкции сложных механизмов для регулирования и, соответственно, уменьшения затрат на их производство, испытания и эксплуатацию.

Ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, отличающийся тем, что устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регуляторы напряжения.

edrid.ru

ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ МАЛОЙ ТЯГИ

Жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРД МТ) входят в состав жидкостных реактивных двигательных установок и предназначены для создания тяговых усилий при истечении продуктов сгорания компонентов топлива через сверхзвуковое сопло. 

  

ЖРД МТ РН «Циклон-3» тягой 100 Н     ЖРД МТ РН «ЦИКЛОН-3» ТЯГОЙ 30 Н                 

 

ЖРД МТ КА «ОКЕАН-О» ТЯГОЙ 30 Н           ЖРД МТ РН «ЦИКЛОН-4» ТЯГОЙ 30 Н

Основные технические характеристики

Наименование параметров

ЖРД РН «Циклон-3»

ЖРД РН «Циклон-3»

ЖРД КА «Океан-О»

ЖРД РН «Циклон-4»

Компоненты топлива:

окислитель «О»

горючее «Г»

 

 азотный тетраксид

несимметричный диметилгидразин

Номинальная тяга, Н

100 30 30 30

Удельный импульс тяги двигателя в непрерывном режиме работы при номинальном давлении компонентов топлива на входе, м/с

2600 2000

Давление в камере, МПа

0,7 0,1

Номинальное давление компонентов топлива на входе, МПа

1,35 «О»  -  0,53
«Г»   -  0,25

Номинальное значение соотношения компонентов топлива

1,6 1,3 1,6 1,85

Гарантированное количество включений

1300 50000 30000

Суммарная продолжительность работы, с

200 3600 5600

Продолжительность одного включения, с

0,21 / 165 0,21 / 600 0,21 / 2000

Напряжение питания, В

28

Масса, кг

1,45 1,3 1,16

www.yuzhnoye.com

Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде со щелевой форсункой

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (O2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.

Особенно эффективны такие двигатели в составе двигательных установок космических аппаратов на основе электролиза воды и РДМТ на газообразных водороде и кислороде - продуктах электролиза воды.

Известен ракетный двигатель малой тяги (диссертация на соискание кандидата технических наук «Рабочие процессы в ракетном двигателе малой тяги на газообразных компонентах топлива кислород и метан» Чудиной Юлии Сергеевны, Московский авиационный институт. Москва, 2014, http://www.mai.ru/events/defence/index.php?ELEMENT_ID=49826, стр. 51), в котором форкамера (иначе - предкамера) для воспламенения компонентов топлива образована уменьшенным проходным сечением центрального отверстия. Непосредственный подвод компонентов топлива в область свечи зажигания отсутствует, воспламенение топлива происходит при попадании компонентов из камеры сгорания в разрядную полость свечи.

Недостатком является и то, что в таком двигателе добиться высокой стабильности процесса воспламенения и высокой полноты сгорания топлива невозможно, учитывая предложенную организацию процесса воспламенения и малые объемы камеры сгорания (малые времена пребывания топлива в камере сгорания), так как компоненты топлива в газообразном состоянии за счет диффузии перемешиваются сравнительно медленно. Увеличение объема камеры сгорания нерационально из-за ухудшения динамических параметров двигателя, проблем обеспечения теплового состояния камеры и увеличения весовых параметров РДМТ.

Наиболее близким аналогом является двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции (Эппель М.А., Шёман Л., Беркман Д.К. «Двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции». 1987, аннотация реферата. «Представлены результаты работ по созданию высокоэффективного двигателя малой тяги на газообразных водороде и кислороде. Проведено исследование воспламенения и охлаждения. Камера сгорания - рениевая. Способ подачи водорода и кислорода происходит с помощью шести осевых струй, направленных радиально к центральному электроду»).

Недостатком этого технического решения является неоптимальная по составу смесь водорода и кислорода, которую нужно воспламенять при работе двигателя, особенно в импульсном режиме и неэффективное перемешивание водорода и кислорода при горении.

Технической задачей настоящего изобретения является увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода в ракетных двигателях малой тяги.

Задача решается за счет того, что в ракетном двигателе малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящем из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутреннего охлаждения камеры сгорания, для подачи окислителя в камеру сгорания применена щелевая форсунка, установленная с возможностью направления окислителя к оси двигателя.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлен ракетный двигатель малой тяги со щелевой форсункой. На чертеже изображены:

свеча зажигания поверхностного разряда 1, разрядная полость 2 свечи зажигания, диафрагма 3, каналы 4, камера 5, в которую поступает водород, камера 6, в которую поступает закрученный кислород, коллектор окислителя 7, щель конусообразная 8 для подачи окислителя в камеру сгорания, каналы подачи водорода для внутреннего охлаждения камеры сгорания 9, центробежная форсунка горючего 10, вектор скорости окислителя 11, вектор скорости горючего 12, камера сгорания 13, докритическая часть сопла 14.

Работа двигателя осуществляется следующим образом.

Смесительная головка имеет центральную центробежную форсунку водорода 10, соосную с ней щелевую форсунку кислорода 8 и периферийные каналы 9 для охлаждения стенки камеры сгорания и сопла. После включения электроклапанов водорода и кислорода (на чертеже не показаны) водород и кислород по каналам 4 поступают в разрядную полость 2 свечи зажигания поверхностного разряда 1. В разрядной полости 2 водород и кислород воспламеняются и в виде факела продуктов сгорания через диафрагму 3 поступают в камеру 5, в которую поступает закрученный водород, далее смесь продуктов сгорания и водорода поступает в камеру 6, в которую поступает закрученный кислород и в которой завершается процесс формирования факела топливной смеси водорода и кислорода. Затем в камере сгорания 13 воспламеняется и сгорает основная топливная смесь.

Основная топливная смесь готовится следующим образом.

Из коллектора окислителя 7 окислитель поступает в конусообразную щелевую форсунку 8, из которой окислитель поступает в камеру сгорания 13, а вектор потока окислителя 11 направлен к оси двигателя.

Из центробежной форсунки водорода 10 и щелевой форсунки окислителя 8 в камеру сгорания 13 поступают водород и кислород, векторы скорости которых 11 и 12 образуют два пересекающихся потока: водорода - от оси двигателя и к периферии кислорода - под углом к оси двигателя.

Пересечение этих потоков способствует интенсивному перемешиванию водорода и кислорода, которые под воздействием факела из камеры 6 воспламеняются и сгорают. Далее продукты сгорания движутся в докритической части сопла 14, сверхкритической части сопла и истекают из сопла, создавая тягу двигателя. Для предотвращения прогара стенки камеры сгорания и сопла применяется внутреннее охлаждение водородом с помощью каналов 9.

Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутреннего охлаждения камеры сгорания, отличающийся тем, что для подачи окислителя в камеру сгорания применена щелевая форсунка, установленная с возможностью направления окислителя к оси двигателя.

edrid.ru

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в конструкции жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ). ЖРДМТ, содержащий камеру 1, смесительную головку с внутренним днищем 2, осевую центробежную форсунку 3, периферийный пояс струйных форсунок 4, кольцевой конический дефлектор 5 между ними, при этом срез 6 центробежной форсунки углублен от выходной кромки 7 образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок 4, полость камеры сгорания 8 над наружной поверхностью 9 дефлектора и полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора и внутренним днищем смесительной головки сообщены между собой каналами 12, которые смещены относительно отверстий форсунки на полшага (α/2). При таком исполнении струи форсунок 4 не испытывают возмущений при работе двигателя. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик двигателя, а также осуществляется надежное охлаждение камеры сгорания и смесительной головки. 5 ил.

 

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в конструкции, в частности жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ).

ЖРДМТ в настоящее время применяются в большинстве космических аппаратов, кораблях и разгонных блоках ракет носителей в качестве исполнительных органов системы управления. В связи с этим в последнее время существенно возрастают требования к ЖРДМТ по ресурсу, надежности работы и энергетическим показателям.

Для выполнения всех этих требований необходимо решение задачи по обеспечению приемлемого теплового состояния ЖРДМТ - запаса по температуре стенки камеры сгорания (особенно в районе критического сечения), неперегреве смесительной головки и агрегатов ЖРДМТ и недопущения вскипания компонентов топлива. При этом требуется реализовать его высокую экономичность (Jуд≥2950 м/с).

Для решения этой задачи требуется обеспечение участия максимального количества топлива в процессе охлаждения камеры.

Известны технические решения, в которых для обеспечения эффективного охлаждения смешение компонентов осуществляется на начальном участке стенки камеры сгорания. Фирма « Gesellschaft» из ФРГ имеет патент США №3169368 на однофорсуночную головку ЖРДМТ с 2-х компонентной центробежной форсункой. Техническое решение, заявленное фирмой «ThiokolChemicalCarp» в патенте №3382677 США, предусматривает подачу компонента «Г» через тангенциальные отверстия либо через струйные с закруткой на стенку, и подачу компонента «О» из центрального канала через радиальные струйные форсунки на отражательное кольцо. Оба этих решения не обеспечивают достаточного охлаждения стенок камеры сгорания вследствие возникновения колебаний в камере сгорания, срыва потока (в первом техническом решении), разрушения и затормаживания текущей пленки (во втором техническом решении), что ограничивает длительность непрерывных и импульсных пусков.

Известно техническое решение, заявленное фирмой ФРГ « Gesellschaft», патент в США №3546883, во Франции №1578093, в Англии №1229628. Окислитель из кольцевого коллектора истекает через струйные форсунки под углом на цилиндрическую поверхность камеры сгорания. На растекающиеся пленки окислителя падает создаваемая конусом распыла осевой центробежной форсунки пленка горючего. От места контакта пленки текут вместе, осуществляя процесс жидкофазного смешения компонентов и одновременно участвуя в охлаждении камеры сгорания. За счет большой составляющей осевой скорости пленок компонентов обеспечивается эффективный теплосъем корневой части камеры сгорания. Но испытания опытных образцов, выполненных по указанной выше конструкции, выявили, что при длительных включениях в импульсном режиме, а также при длительных включениях на компонентах с температурой, близкой к верхнему пределу, заданному техническим заданием, наблюдается значительный рост температуры смесительной головки, что приводит к падению расхода окислителя и соответственно надежности двигателя.

Известный ЖРДМТ на самовоспламеняющемся двухкомпонентном топливе, взятый за прототип изобретения (см. патент на изобретение №2577908), содержит неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок и кольцевым коническим дефлектором между ними, причем срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, при этом коническая поверхность дефлектора в своей корневой части плавно переходит в цилиндрическую поверхность, соосную с дефлектором и плавно переходящую в обратный конус, острая кромка образующей которого ограничена цилиндрической поверхностью диаметром, меньшим диаметра расположения периферийного пояса струйных форсунок. Согласно этому решению окислитель через струйные форсунки попадает на конический дефлектор, на котором струя преобразуется в первичную пленку, стекающую с кромки дефлектора, и, попадая на внутреннюю стенку камеры сгорания, преобразуется в пленку вторичного растекания. Каналы, выполненные на периферийном поясе форсунок, выравнивают давления между полостью камеры сгорания над наружной поверхностью дефлектора и полостью под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки, что полностью исключает возможность возникновения эффекта эжекции, и, следовательно, возникновения разряжения в полости под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки, ограниченной пленкой факела распыла центробежной форсунки. Поэтому перепад давления на пленке факела распыла не возникает и факел распыла не отклоняется от первоначального расчетно-проектного положения. Таким образом, струи окислителя преобразовываются в пленки, покрывающие практически всю окружность стенки камеры сгорания. Горючее через осевую центробежную форсунку в виде пленки конуса распыла попадает также на стенку камеры сгорания, где происходит соприкосновение самовоспламеняющихся компонентов топлива, совместное их течение по стенке камеры с взаимным их проникновением и жидкофазным смешением с образованием продуктов сгорания. Таким образом, практически все топливо: окислитель и горючее - попадает на стенку камеры сгорания, участвует в ее охлаждении и снятии значительной части теплового потока, направленного по стенке камеры сгорания от критического сечения в сторону смесительной головки. Установка дефлектора позволяет существенно снизить тепловой поток в головку от излучения продуктов горения в камере сгорания, поскольку кольцевой дефлектор закрывает значительную часть днища головки, а сам охлаждается окислителем.

Недостаток решения по прототипу заключается в следующем. В ЖРДМТ, напротив струйных отверстий располагаются каналы, окислитель попадает через струйные форсунки на конический дефлектор. При этом за счет выравнивания давлений между полостью камеры сгорания над наружной поверхностью дефлектора и полостью под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки создается перепад давления и перетекание газовой среды из полости с большим давление в полость с меньшим. Данное перетекание газовой среды оказывает возмущение на струи периферийного пояса форсунок, струя перед преобразованием в первичную пленку начинает отклоняться от расчетно-проектного положения на угол β, следовательно, ухудшается процесс растекания по дефлектору, жидкофазное смешение, что сказывается на качестве охлаждения камеры сгорания, стабильности работы и энергетических характеристиках ЖРДМТ. Также при расположение каналов напротив отверстий струйных форсунок происходит попадание затылочной части первичной пленки окислителя по наружной поверхности дефлектора в полость под внутренней поверхностью дефлектора, что приводит к его неэффективному использованию.

Изобретение направлено на повышение стабильности работы ЖРДМТ и, следовательно, улучшение его параметров.

Этот технический результат достигается тем, что в известном ЖРДМТ на двухкомпонентном топливе, содержащем неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок, равномерно расположенных относительно друг друга на шаг α, и кольцевым коническим дефлектором между ними, при этом срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, полость камеры сгорания над наружной поверхностью дефлектора и полость под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки сообщены между собой каналами, отличается тем, что каналы смещены относительно отверстий форсунки на полшага (α/2).

При таком исполнении в полостях над наружной поверхностью дефлектора и под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки давления не только выравниваются, что полностью исключает возможность возникновения эффекта эжекции, но и исключают возможность отклонения струй от первоначального расчетно-проектного положения, не нарушается растекание пленок по дефлектору и предотвращается затекание части первичной пленки окислителя в полость под внутренней поверхностью дефлектора.

На Фиг. 1 показан общий вид ЖРДМТ по изобретению. На Фиг. 2 приведен выносной элемент А (см. Фиг. 1) со смещением каналов относительно отверстий струйных форсунок на полшага (α/2). На Фиг. 3 приведено наглядное расположение струй со смещением на полшага (α/2) относительно отверстий струйных форсунок и растекание пленок окислителя по дефлектору по изобретению (см. Фиг. 2). На Фиг. 4 приведен выносной элемент А для ЖРДМТ по прототипу (см. Фиг. 1) с расположением каналов напротив отверстий струйных форсунок, отклонение струй от расчетного-проектного положения на угол β. На Фиг. 5 приведено сечение В-В прототипа и показано перетекание первичной пленки окислителя по наружной поверхности дефлектора в полость под внутренней поверхностью дефлектора.

ЖРДМТ содержит камеру 1, смесительную головку с внутренним днищем 2, осевую центробежную форсунку 3, периферийный пояс струйных форсунок 4, расположенных относительно друг друга на шаг α, кольцевой конический дефлектор 5 между ними. Срез 6 центробежной форсунки углублен от выходной кромки 7 образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок 4. Полость 8 камеры сгорания над наружной поверхностью 9 дефлектора и полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора и внутренним днищем смесительной головки соединены каналами 12, которые смещены относительно отверстий форсунки на полшага (α/2).

Позицией 13 показана струя форсунки с нерасчетным углом падения на конус дефлектора, возникающая в прототипе в результате выравнивания давлений между полостями 8 и 10. Струя 14 струйной форсунки соответствует расчетно-проектному положению. Позицией 15 отмечен момент перетекания газовой среды в камере сгорания между полостями 8 и 10. Первичная пленка струи 16 с отклонением от расчетного положения. Первичная пленка струи 17 с учетом изобретения.

При работе ЖРДМТ происходит выравнивание давления в полостях 8 и 10 по каналам 12. Благодаря смещению каналов 12 относительно отверстий струйных форсунок 4 на полшага (α/2), перетекание газовой среды по каналам 12 из полости большего давления в полость меньшего не оказывает возмущения на струи периферийного пояса форсунок 4, струи попадают в расчетную точку на поверхности дефлектора и преобразуются в первичную пленку, стекающую с кромки дефлектора, и, попадая на внутреннюю стенку камеры сгорания, преобразуются в пленку вторичного растекания в соответствии с расчетно-проектным данными. Поэтому струи форсунок устойчивы, первичные пленки долетают до стенки камеры сгорания, не теряя скорости и заданного угла падения, где встречаются с пленкой горючего. Дальше они текут вдоль стенки камеры сгорания вместе, осуществляя жидкофазное смешение компонентов по всему периметру камеры и одновременно участвуя в ее охлаждении. Протекающий процесс жидкофазного смешения близок к оптимальному. Соответственно повышаются энергетические характеристики двигателя, а также осуществляется надежное охлаждение камеры сгорания и смесительной головки. Благодаря расположению каналов 12 со смещением относительно отверстий струйных форсунок на полшага (α/2) и расположению их в корневой части дефлектора 5 попадания растекающейся части первичной пленки окислителя по наружной поверхности 9 дефлектора в полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора не происходит.

Выполненные по заявленному изобретению опытные образцы ЖРДМТ тягой 400 Н проходили испытания на предприятии-заявителе. Величина удельного импульса по сравнению с прототипом повысилась на 50-70 м/с (5-7 с), при этом температура стенки камеры сгорания не превышала 1200°С (при допустимой 1800°С), температура на смесительной головке и агрегатах ЖРДМТ - не более 35°С. Таким образом, заявленное изобретение позволяет повысить стабильность и устойчивость работы ЖРДМТ без колебаний и забросов давления в камере сгорания и обеспечить высокий удельный импульс, а также эффективное охлаждение камеры сгорания и смесительной головки ЖРДМТ.

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги на двухкомпонентном топливе, содержащий камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок, равномерно расположенных относительно друг друга на шаг, и кольцевым коническим дефлектором между ними, при этом срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, полость камеры сгорания над наружной поверхностью дефлектора и полость под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки сообщены между собой каналами, отличающийся тем, что каналы смещены относительно отверстий струйных форсунок на полшага.

www.findpatent.ru