СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2014 года по МПК F02K9/64 

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Известен тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащий внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, имеющими трапецеидальный профиль переменной ширины со скругленными по радиусу углами, примыкающими к внутренней поверхности оболочки, профилированную наружную оболочку, установленную на внутренней и скрепленную с ней (М.В. Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., рис.4.26. г., стр.166-167).

В указанном тракте охлаждения охладитель подается между ребрами, выполненными на тыльной стороне оболочки. Рабочая поверхность, обращенная к источнику тепла, в данном случае, взаимодействующая с продуктами сгорания, выполнена гладкой цилиндрической. Продукты сгорания, контактируя с рабочей поверхностью, отдают ей тепло. За счет теплопроводности металла тепло от оболочки передается на ребра тракта охлаждения, которые омываются охладителем. Охладитель, проходя через каналы охлаждения, контактирует с поверхностями ребер и тыльной стороной оболочки и при этом, нагреваясь сам, охлаждает ребра и внутреннюю рабочую поверхность внутренней оболочки.

При такой конструкции тракта охлаждения необходимо подобрать оптимальную толщину рабочей огневой стенки, ребер и площадь поверхности теплообмена. С одной стороны, с утонением огневой рабочей стенки улучшаются условия теплообмена, с другой - толщина стенки ограничена условиями прочности и изготовления. Увеличение количества ребер ведет к улучшению условий теплопередачи, но в то же время приводит к загромождению тракта, что увеличивает гидравлическое сопротивление тракта охлаждения и ведет к увеличению мощности насоса для подачи охладителя в тракт охлаждения.

При использовании данного тракта охлаждения в двигателях, работающих по безгенераторной схеме, не обеспечивается требуемый теплосъем с поверхности камеры сгорания. Охладитель, который затем используется для привода турбины ТНА, не нагревается до заданной температуры, что приводит к снижению эффективности работы турбины и всего турбонасосного агрегата в целом.

Известна система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение № 2158841, МПК F02K 9/62, опубл. 10.11.2000 г. Эта камера содержит корпус, средства воспламенения и смесительную головку. Смесительная головка состоит из внутреннего огневого днища, среднего днища, наружного днища, двухкомпонентные форсунки закреплены во внутреннем огневом днище и среднем днище. Часть двухкомпонентных форсунок установлена выступающей за внутреннее огневое днище, а другая часть утоплена в огневом днище. Средства воспламенения выполнены из струйных форсунок, установленных в силовом корпусе за внутренним огневым днищем. Оси расходных отверстий струйных форсунок расположены под острым углом к выходу из силового корпуса и отклонены по кругу в поперечной плоскости от продольной оси силового корпуса в одинаковом направлении. Корпус камеры включает камеру сгорания и сопло, выполненные из силовой оболочки, огневой стенки. Тракт регенеративного охлаждения расположен между силовой оболочкой и огневой стенкой. Кольцевая щель пояса завесы выполнена во внутренней огневой стенке перед критическим сечением сопла. Тракт регенеративного охлаждения камеры выполнен с разветвленным входом. Одна из его ветвей сообщена с полостью тракта охлаждения между критическим сечением сопла и его срезом, вторая ветвь - с полостью тракта охлаждения перед критическим сечением сопла, а третья - с полостью тракта охлаждения перед кольцевой щелью пояса завесы. Такое выполнение камеры и корпуса позволит повысить технико-эксплуатационные характеристики двигателя и его ресурс при многократном включении.

Недостаток - уменьшение удельной тяги двигателя из-за применения завесного охлаждения.

Известна система охлаждения камеры ЖРД по патенту РФ на изобретение № 2403424, МПК F02K 9/64, опубл. 27.06.2010 г., прототип.

Эта камера содержит камеру сгорания цилиндрической формы и сопло, имеющее сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, при этом сопло имеет внутреннюю и внешнюю стенки камеры, при этом на внутренней стенке выполнены ребра, соединенные спаиванием с внешней стенкой.

Недостаток - плохое охлаждение критического сечения сопла и зоны около него (перед и за критическим сечением) из-за высоких удельных тепловых потоков. Дополнительные ребра увеличивают теплосъем, но не уменьшают температуры внутренней оболочки. Наличие ребер в газовом тракте сопла уменьшает удельную тягу двигателя из-за дополнительных газодинамических потерь.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание тракта охлаждения, конструкция которого позволит улучшить условия теплообмена между продуктами сгорания и охладителем в районе критического сечения и увеличить удельную тягу двигателя.

Решение указанных задач достигнуто в системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащее цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащей, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, тем, что согласно изобретению на внутренней поверхности внешней оболочки в районе сужающейся и расширяющейся частей камеры сгорания выполнены дополнительные продольные ребра, при этом высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает высоты и толщины основных ребер

Наиболее оптимальные условия по теплопередаче и охлаждению достигаются в случае, когда высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает толщины стенки донной части канала. Дальнейшее увеличение геометрических размеров выше указанных пределов ведет к ухудшению условий теплосъема, обгоранию и оплавлению дополнительных ребер.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами фиг.1…4, где:

на фиг.1 показан продольный осевой разрез камеры сгорания,

на фиг.2 - поперечное сечение тракта охлаждения.

на фиг.3 и 4 приведен разрез камеры сгорания с размещением основных и дополнительных ребер.

Конструкция камеры представлена на фиг.1…4 и содержит камеру сгорания 1 и сопло 2.

Камера сгорания 1 выполнена цилиндрической. Сопло 2 имеет сужающуюся часть 3, расширяющуюся часть 4 и критическое сечение 5 между ними.

Камера сгорания 1 и сопло 2 имеют внутреннюю оболочку 6 и наружную оболочку 7. На внутренней оболочке 6 выполнены основные ребра 8 постоянной толщины, образующие между ними каналы 9 тракта охлаждения. Каналы 9 имеют трапецеидальный профиль переменной ширины

На внутренней поверхности наружной оболочки 7 в районе критического сечения 5 (до него и после по потоку выхлопных газов), выполнены дополнительные ребра 10. Дополнительные ребра 10 размещены между основными ребрами 8 и имеют меньшую толщину и высоту, чем основные ребра 8.

Зона размещения дополнительных ребер 10 (фиг.3 и 4) определяется из условия:

- до критического сечения 5:

11=(0,4…0,6)L1, где L1 - длина дозвуковой части сопла.

- после критического сечения 5:

12=(0,4…0,6) L2,

где L2 - длина расширяющейся части (сверхзвуковой) сопла от критического сечения до сечения, имеющего диаметр D1, равный внутреннему диаметру камеры сгорания.

Каждое второе основное ребро 10 выполнено укороченным 11. В этом случае дополнительные ребра 12 размещаются в освободившемся промежутке тракта охлаждения 9 (фиг.4).

Предложенное устройство работает следующим образом.

При работе камеры ЖРД продукты сгорания компонентов топлива движутся по каналам 9 вдоль стенки внутренней оболочки 6 и передают ей и основным ребрам 8 тепло. За счет теплопроводности прогревается вся внутренняя оболочка 6, включая основные ребра 8. По каналам 9 тракта охлаждения поступает охладитель, который омывает внутреннюю оболочку 6, основные ребра 8 и дно канала 9. Охладитель, имея температуру ниже температуры ребер и дна канала 0, отбирает у них тепло и нагревается сам.

Для улучшения условий теплопередачи от продуктов сгорания к охладителю на внутренней поверхности внешней оболочки 7 выполнены дополнительные ребра 10. В этом случае часть тепла будет отбираться у продуктов сгорания при помощи указанных дополнительных ребер 10. Кроме того, наличие дополнительных ребер 10 загромождает каналы 9 и увеличивает в них скорость движения охладителя примерно в 2 раза и тем самым повышает коэффициент теплоотдачи к охладителю на 80%…90%. Это значительно улучшит охлаждение критического сечения 5 и зоны около него.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям.

В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, согласно изобретению на внутренней поверхности внешней оболочки в районе сужающейся и расширяющейся частей камеры сгорания выполнены дополнительные продольные ребра, при этом высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает высоты и толщины основных ребер. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 4 ил.

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащая цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, отличающаяся тем, что на внутренней поверхности внешней оболочки в районе сужающейся и расширяющейся частей камеры сгорания выполнены дополнительные продольные ребра, при этом высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает высоты и толщины основных ребер.