КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ Российский патент 2002 года по МПК F02K9/62 F02K9/52 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к устройствам для организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ).

Известна камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги [1], состоящая из корпуса камеры и смесительной головки с двухкомпонентной центробежной форсункой.

Известная камера имеет низкую эффективность процессов смесеобразования и горения. Это связано с тем, что рабочий процесс организован одной двухкомпонентной центробежной форсункой, отсутствует внутреннее пристеночное охлаждение камеры, особенно ее сопловой части. Поэтому потребовалось введение регенеративного охлаждения, которое обеспечило эффективное охлаждение докритической части сопла. Однако это не решает проблемы охлаждения расширяющейся сверхзвуковой части сопла. Кроме этого, смесеобразование, организованное двумя сплошными конусами распыла, имеет недостаток, заключающийся в том, что между конусами истекающих жидкостей образуется замкнутая полость, которая вызывает нестабильность процесса смесеобразования и горения из-за колебаний давления в этой полости, приводящих к разрушению сплошности конусов распыла.

Известна также камера сгорания, состоящая из корпуса камеры и смесительной головки с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, внутренняя и наружная камеры закручивания которой соединены с соответствующими каналами подвода компонентов топлива, и периферийными струйными форсунками окислителя [2].

В такой камере сгорания окислитель по подводящему каналу поступает в кольцевой коллектор, образованный втулкой и корпусом смесительной головки, где распределяется на два потока: часть окислителя идет через струйные форсунки на охлаждение стенок камеры сгорания ракетного двигателя, остальная часть окислителя через тангенциальные отверстия поступает в камеру закручивания, где выравнивается по толщине пелены и через сопло выходит в виде полого конуса распыла.

Горючее по подводящему каналу поступает в кольцевой коллектор, образованный шнековым завихрителем и корпусом смесительной головки, и далее через винтовые канавки шнекового завихрителя поступает в камеру закручивания, где выравнивается по толщине пелены и через сопло выходит в виде полого конуса до встречи с полым конусом окислителя.

Данная камера сгорания сложна в изготовлении, не обеспечивает в достаточной мере стабильных характеристик как совместного, так и раздельных конусов распыла и не обеспечивает высокой эффективности смесеобразования. Равномерность распределения жидкости в факеле распыливания центробежной форсунки зависит от качества ее изготовления. Сильное влияние качества изготовления проявляется в т. н. закрытых форсунках, которое вызывает заметную неравномерность распределения жидкости в факеле с ярко выраженными минимумами и максимумами, произвольно расположенными по окружности диаграммы распределения. Неравномерность распределения жидкости в факеле появляется также при эксцентриситете между соплом и камерой закручивания, при разности проходных сечений входных каналов. Дополнительная обработка сопла, в особенности его выходной кромки (шлифовка, притирка, полировка), позволяет устранить эти дефекты. С такой смесительной головкой коэффициент камеры (ϕк) не превышает 0,916.

Кроме этого, увеличенные заклапанные объемы в центробежной форсунке с шнековым завихрителем на величину объемов винтовых каналов и объема камеры закручивания, определяемого степенью закрытия сопла, приводят к ухудшению динамических характеристик камеры и ЖРДМТ в целом (время выхода на режим номинальной тяги и время спада давления в камере сгорания) и, одним из следствий этого, к росту концентрации непрореагировавших компонентов топлива в продуктах сгорания, истекающих из сопла на переходных режимах работы ЖРДМТ. Непрореагировавшие компоненты топлива, оседая в виде пленки на наружные поверхности корабля, в т.ч. на оптические приборы, солнечные батареи и т.д., ухудшают условия эксплуатации космического корабля в космосе и создают вокруг корабля в течение всего срока эксплуатации (до 15 лет) высокотоксичное и загрязняющее облако паров компонентов.

Целью предлагаемого изобретения является:
- снижение трудоемкости изготовления форсунок, упрощение технологии их изготовления;
- повышение стабильности гидравлических и геометрических характеристик форсунок, равномерности конусов распыла окислителя и горючего, совместного конуса распыла топливной смеси, а также равномерности распределения топливной смеси по сечению камеры сгорания;
- повышение эффективности процессов смесеобразования и горения в камере сгорания, стабильности теплового состояния и основных характеристик жидкостных ракетных двигателей малой тяги;
- улучшение динамических характеристик ЖРДМТ, снижение концентрации непрореагировавших компонентов топлива в продуктах сгорания, улучшение условий эксплуатации космического корабля в космосе.

Данная цель достигается тем, что в камере ЖРДМТ, содержащей корпус камеры, смесительную головку с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, внутренняя и наружная камеры закручивания которой соединены с соответствующими каналами подвода компонентов топлива, и периферийными струйными форсунками, сообщенными с каналами подвода компонента к наружной камере закручивания, внутренняя камера закручивания с тангенциальными каналами подвода в нее компонента топлива выполнена в стержне, уплотненном в корпусе соосно наружной камере закручивания, причем тангенциальные каналы внутренней камеры закручивания расположены в зоне или ниже плоскости, проходящей через тангенциальные каналы наружной камеры закручивания.

Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1 показан продольный разрез камеры ЖРДМТ. На фиг.2 - конструктивное исполнение внутренней форсунки.

Предлагаемая камера ЖРДМТ состоит из смесительной головки 1 и корпуса камеры 2. Смесительная головка состоит из корпуса, подводящих каналов окислителя 3 и горючего 4, коллекторов горючего 5 и окислителя 6, втулки 7 с тангенциальными отверстиями 8 и серией равномерно расположенных по периферии струйных форсунок 9, питающихся из коллектора 6, стержня 10 с тангенциальными отверстиями 11. Стержень 10 установлен в корпусе таким образом, что тангенциальные отверстия 11 находятся в зоне или ниже плоскости расположения тангенциальных отверстий 8 втулки 7. При этом геометрическая характеристика внутренней центробежной форсунки максимально приближена к геометрической характеристике наружной центробежной форсунки, соответственно, величина угла конуса распыла горючего максимально приближена к величине угла конуса распыла окислителя, а столкновение конусов распыла горючего и окислителя происходит в корневой зоне последнего.

Предлагаемая камера ЖРДМТ работает следующим образом. Компоненты топлива, проходя по подводящим каналам окислителя 3 и горючего 4, попадают в коллекторы окислителя 6 и горючего 5. Далее окислитель из коллектора 6 распределяется и подводится к тангенциальным отверстиям 8 и струйным форсункам 9, расположенным во втулке 7, горючее из коллектора 5 подводится к тангенциальным отверстиям 11, расположенным в стержне 10. Тангенциально закрученные окислитель и горючее, истекая из соответствующих камер закручивания в виде полых конусов, сталкиваются в корневой зоне конуса окислителя и самовоспламеняются. Струи окислителя, истекая из форсунок 9, пронизывают конуса окислителя и горючего, дополнительно интенсифицируя процессы перемешивания и горения компонентов топлива, попадают на стенку камеры сгорания и, растекаясь по ней, образуют защитное пленочное охлаждение. Воспламенившиеся компоненты топлива, истекая из камеры сгорания и сопла, создают тягу. Такое исполнение форсунки исключает сложный в технологическом отношении процесс изготовления камеры закручивания по тракту горючего и обеспечивает достаточную стабильность характеристик конуса распыла.

Как показали экспериментальные исследования, проведенные на 10 экземплярах форсунок автономно и в составе двигателей, в процессе изготовления обеспечивается высокая равномерность (коэффициент неравномерности не более 1,5) и стабильные характеристики конусов распыла (разброс угла конуса не превышает 3^o) при возросших величинах этих конусов (конуса горючего на 10^o, суммарного конуса окислителя и горючего на 30^o). Вследствие повышенного угла суммарного конуса распыла и равномерно распределенной по сечению камеры сгорания топливной смеси более эффективно используется объем камеры сгорания и соответственно увеличивается эффективность смесеобразования и рабочего процесса. Коэффициент камеры (ϕк) предлагаемой камеры достигает 0,95.

Таким образом, предлагаемая камера ЖРДМТ позволяет снизить трудоемкость изготовления, упростить технологию изготовления центробежной форсунки горючего, обеспечить стабильность характеристик конусов распыла окислителя и горючего, совместного конуса распыла топливной смеси, повысить эффективность процессов смесеобразования и горения в камере, а также улучшить динамические характеристики ЖРДМТ по сравнению с известными.

Источники информации
1. Состояние и развитие иностранных ЖРДМТ и ДУ космических летательных аппаратов. /Под ред. Е.Г.Любарского и В.А.Шерстянникова, 1978, стр. 33.

2. Патент РФ 2041375 (заявка 4812921 от 28.2.90), МПК F 02 K 9/52, F 02 K 9/62.

Камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги содержит корпус камеры и смесительную головку с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой. Внутренняя и наружная камеры закручивания центробежной форсунки соединены с соответствующими каналами подвода компонентов и периферийными струйными форсунками, которые сообщены с каналами подвода компонента топлива к наружной камере закручивания. Внутренняя камера закручивания и тангенциальные каналы подвода в нее компонента выполнены в стержне, уплотненном в корпусе соосно наружной камере закручивания. Тангенциальные каналы внутренней камеры закручивания расположены в зоне плоскости, проходящей через тангенциальные каналы наружной камеры закручивания. Изобретение позволяет повысить эффективность рабочего процесса в камере сгорания и уменьшить трудоемкость изготовления центробежных форсунок. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая корпус камеры и смесительную головку с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, внутренняя и наружная камеры закручивания которой соединены с соответствующими каналами подвода компонентов, и периферийными струйными форсунками, сообщенными с каналами подвода компонента топлива к наружной камере закручивания, отличающаяся тем, что внутренняя камера закручивания и тангенциальные каналы подвода в нее компонента выполнены в стержне, уплотненном в корпусе соосно наружной камере закручивания, причем тангенциальные каналы внутренней камеры закручивания расположены в зоне плоскости, проходящей через тангенциальные каналы наружной камеры закручивания. 2. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги по п. 1, отличающаяся тем, что плоскость расположения тангенциальных каналов внутренней камеры закручивания лежит ниже плоскости, проходящей через тангенциальные каналы наружной камеры закручивания.