КОРПУС КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2011 года по МПК F23R3/00 F02K9/34 F02K9/62 

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок, а более точно касается корпуса камеры сгорания летательного аппарата.

Известны камеры сгорания интегральных ракетно-прямоточных двигателей, на внутренней поверхности которых нанесено теплозащитное покрытие, выполненное с защитно-крепящим слоем путем нанесения последнего на поверхность (патент РФ №2325544, опубл. 2008 г.).

Известна камера сгорания ракетного двигателя твердого топлива с теплозащитным покрытием внутренней поверхности (патент РФ №2290524, опубл. 2006 г.). Теплозащитное покрытие выполнено многослойным, каждый слой которого свернут из листа термостойкого материала. Листы склеены между собой и поверхностью камеры сгорания.

Известны камеры сгорания ЖРД с металлокерамическим эрозионно- стойким теплозащитным покрытием на основе композиции ZiO₂+Ni Cr, (патент РФ №2283363, опубл. 2006 г.). Покрытие наносят из механических смесей плазменным напылением подслоя нихрома и последующего напыления керметной композиции из механической порошковой смеси. В качестве стабилизирующей добавки в порошке диоксида циркония используют оксид кальция, повышающий адгезионную прочность и термостойкость керметных покрытий.

Корпус камеры сгорания является сосудом высокого давления , эксплуатируемым в условиях высоких температур.

Известные камеры сгорания изготавливаются из жаропрочных сплавов и являются охлаждаемыми конструкциями, так как тепловая нагрузка на корпус камеры без охлаждения выше уровня температурного разрушения металла корпуса и превышает 950°C.

На охлаждение корпуса камеры сгорания расходуется до 8% воздуха, подаваемого в двигатель, приводящее к снижению характеристик двигателя. Неохлаждаемых корпусов камер сгорания летательных аппаратов не выявлено.

В основу изобретения поставлена задача улучшения характеристик двигателя, повышение его экономичности.

Технический результат заключается в создании неохлаждаемого корпуса камеры сгорания, т.е. создания корпуса камеры сгорания без дополнительной подачи воздуха на ее наружное охлаждение.

Поставленная задача решается тем, что корпус камеры сгорания летательного аппарата выполнен как многослойное изделие, содержащее несущую механическую нагрузку внутреннего давления, металлическую обечайку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°C, причем кремнеземная ткань имеет теплопроводность порядка 0,2 Вт/(м·K), а коэффициент линейного расширения и модуль упругости обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев и при рабочей температуре порядка 1000°C составляют примерно 20·10^-6 1/°C и 20 ГПа соответственно, а толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.

Целесообразно, чтобы керамический композиционный материал, армированный углеродными волокнами, имел бы коэффициент линейного расширения порядка 4·10^-6 1/°C и модуль упругости порядка 150 ГПа и теплопроводность ниже 30 Вт/(м·K), керамический композиционный высокотемпературный материал - коэффициент линейного расширения порядка 4·10^-6 1/°C и модуль упругости порядка 150 ГПа и теплопроводность ниже 30 Вт/(м·K), связующий материала - коэффициент линейного расширения порядка 4·10^-6 1/°C и модуль упругости порядка 150 ГПа и теплопроводность ниже 30 Вт/(м·K).

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом, иллюстрирующим снижение слоями тепловой нагрузки на металлическую обечайку до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.

Предлагается неохлаждаемый корпус камеры сгорания, который выполнен как многослойная конструкция камеры.

Корпус содержит (чертеж) металлическую обечайку 5, которая несет механическую нагрузку внутреннего давления камеры сгорания и имеет толщину δ_м, слой кремнеземной ткани 4 толщиной δ_кр, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки 5, слой 3 керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами толщиной δ_ккм, слой 2 коррозионно-стойкого связующего материала толщиной δ_cс и слой 1 керамического композиционного высокотемпературного материала, толщиной δ_тзп.

В таблице приведены свойства материала отдельных слоев

Свойства материала Слои Толщина слоев используемых материалов δ_м δ_кр δ_ккм δ_сс δ_тзп Рабочая температура, °C ≤950 ≤1000 ≤1350 ≤1500 1600 Удельный вес г/см³ ≤7.5 2.0 3.0 3.0 3.0 Теплопроводность, Вт/(м·K) >100 0.2 ≤30 ≤1.5 ≤2.0 Коэф. линейного расширения, 10^-6 1/°C 18 20 4 9 11 Модуль упругости, ГПа 200 20 150 220 250

Внесение слоя кремнеземной ткани 4 с уникально низкой теплопроводностью 0,2 Вт/(м·K) позволяет существенно снизить уровни температур в металлическом корпусе камеры сгорания. Кроме того, высокое значение коэффициента линейного расширения 20·10^-6 1/°C и низкий модуль упругости 20 ГПа обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и керамических слоев.

Слой 3 керамического композиционного материла, армированного углеродными волокнами толщиной δ_ккм, с одной стороны позволяет несколько уменьшить градиенты температуры в слое 1 керамического композиционного высокотемпературного материала, понизив тем самым реальную термонапряженность, следовательно, повысив длительную прочность.

С другой стороны, слой 3 керамического композиционного материала армированного углеродными волокнами толщиной δ_ккм, позволяет дополнительно уменьшить температурные потоки и обеспечить на поверхности слоя 4 из кремнеземной ткани температуры, не превышающие температуру ее работоспособности.

Выбирая толщины слоев с кремнеземной тканью δ_кр и керамическим композиционным материалом δ_ккм, можно в широких пределах управлять уровнем температуры в несущей нагрузку металлической обечайке.

Толщина каждого из теплозащитных слоев согласно изобретению, подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.

При такой тепловой нагрузке температура наружной поверхности металлической обечайки корпуса камеры сгорания ниже температурного разрушения металла корпуса и не превышает 950°C.

На чертеже показан график снижения температуры корпуса камеры сгорания летательного аппарата согласно изобретению. При сжигании топлива в камере сгорания образуется газовый поток с температурой 1600°C. Слой 1 керамического композиционного высокотемпературного материала толщиной δ_тзп снижает эту температуру до 1400°C, слой 2 коррозионно-стойкого связующего материала толщиной δ_сс снижает температуру с 1400°C до 1350°C, слой 3 керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами толщиной δ_ккм снижает температуру с 1350°C до 1000°C, слой кремнеземной ткани 4 толщиной δ_кр снижает температуру с 1000°C до 600°C. Таким образом, температура на внутренней поверхности металлической обечайки 5 составляет 600°C, что значительно ниже опасных температур ≥950°C, требующих дополнительного наружного воздушного охлаждения корпуса камеры сгорания.

Корпус камеры сгорания согласно изобретению изготавливают следующим образом.

Кремнеземную ткань пропитывают высокотемпературным клеем и прикрепляют к металлической обечайке 5 по всей ее внутренней поверхности. Затем к слою 4 кремнеземной ткани прикрепляют слой 3 керамического композиционного материла, армированного углеродными волокнами. Поверх слоя 3 наносят слой 2 коррозионно-стойкого связующего материала толщиной δ_сс и слой 1 керамического композиционного высокотемпературного материала толщиной δ_тзп. Нанесение слоев осуществляют известным образом. Обычно толщина теплозащитного покрытия (δ_сс+δ_тзп) составляет несколько десятков микрон.

Корпус камеры сгорания согласно изобретению позволяет улучшить характеристики двигателя

За счет экономии энергоресурсов на дополнительное наружное воздушное охлаждение изобретение позволяет повысить давление компрессора летательного аппарата при одновременном повышении температуры газа в камере сгорания.

Механическая совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев повышает долговечность конструкции.

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок. Корпус камеры сгорания летательного аппарата выполнен как многослойное изделие, содержащее несущую механическую нагрузку внутреннего давления, металлическую обечайку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°С. Кремнеземная ткань имеет теплопроводность порядка 0,2 Вт/(м·K). Коэффициент линейного расширения и модуль упругости обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев и при рабочей температуре порядка 1000°С составляют примерно 20·10^-6 1/°С и 20 ГПа соответственно. Толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения. Изобретение направлено на улучшение характеристик двигателя, на повышение его экономичности за счет создания корпуса камеры сгорания без дополнительной подачи воздуха на ее наружное охлаждение. 1 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

1. Корпус камеры сгорания летательного аппарата, характеризующийся тем, что корпус камеры сгорания летательного аппарата выполнен как многослойное изделие, содержащее несущую механическую нагрузку внутреннего давления металлическую обечайку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°С, причем кремнеземная ткань имеет теплопроводность порядка 0,2 Вт/(м∙К), а коэффициент линейного расширения и модуль упругости обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев и при рабочей температуре порядка 1000°С составляют примерно 20·10^-6 1/°С и 20 ГПа соответственно, а толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.

2. Корпус по п.1, отличающийся тем, что керамический композиционный материал, армированный углеродными волокнами, имеет коэффициент линейного расширения порядка 4·10^-6 1/°С и модуль упругости порядка 150 ГПа, и теплопроводность ниже 30 Вт/(м∙К), керамический композиционный высокотемпературный материал имеет коэффициент линейного расширения порядка 4·10^-6 1/°С и модуль упругости порядка 150 ГПа, и теплопроводность ниже 30 Вт/(м∙К), связующего материала имеет коэффициент линейного расширения порядка 4·10^-6 1/°С и модуль упругости порядка 150 ГПа, и теплопроводность ниже 30 Вт/(м∙К).