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", М., "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 и 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, притом на внутренней стенке выполнены ребра, соединенные спаиванием с внешней стенкой.

Недостаток - плохое охлаждение критического сечения сопла и зоны около него (перед их 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.

Известна система охлаждения камеры сгорания ЖРД по патенту РФ на изобретение 2472962, МПК F02K9/64, опубл. 20.01.2013 г, прототип, которая содержит профилированную оболочку, состоящую из профилированных внутренней и наружной обечаек, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней обечайке, при этом на профилированной оболочке выполнен, как минимум, один пояс завесы, представляющий собой кольцевую профилированную проточку во внутренней обечайке, соединенную каналами с полостью подачи охладителя, например керосина, причем оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы, согласно изобретению в камере выполнен, как минимум, один пояс завесы, в котором продольные оси большей части, предпочтительно всех, тангенциальных каналов расположены вне плоскости, перпендикулярной оси камеры, и пересекают ее.

Наиболее оптимальные условия охлаждения достигаются в варианте выполнения, если оси тангенциальных каналов пересекают указанную плоскость под углом 4-10°, предпочтительно 6°, а отношение длины канала к его диаметру составляет от 3 до 8.

Выполнение осей тангенциальных каналов под углом 4-10°, предпочтительно 6°, позволяет дополнительно сообщить осевую составляющую скорости каждой струе охладителя, что в значительной степени улучшает условия работы входной части кольцевой проточки, т.к. в этом случае часть расхода попадает на кромку, обеспечивая при этом дополнительный теплосъем. Кроме этого, выполнение осей тангенциальных каналов под углом позволяет значительно уменьшить толщину входной стенки проточки, что также позволяет улучшить условия охлаждения камеры.

Нижнее значение указанного соотношения выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его понижении оси тангенциальных каналов будут располагаться практически перпендикулярно к кольцевой полости завесы, что ухудшит условия охлаждения входной части кольцевой проточки за счет увеличения ее толщины и снижения части расхода, подаваемого для ее охлаждения.

Верхнее значение указанного соотношения выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его повышении часть расхода охладителя будет использоваться не эффективно, что приведет к увеличению расхода на завесу, и, соответственно, увеличению потерь удельного импульса тяги, связанного с охлаждением.

Нижнее значение указанного соотношения для отношения длины канала к его диаметру выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его уменьшении струя охладителя не приобретет требуемую форму и направление.

Верхнее значение указанного соотношения для отношения длины канала к его диаметру выбрано, исходя из того, что дальнейшее его повышение приводит к значительному усложнению изготовления тангенциальных каналов.

Недостатки заключаются в том, что наклон внутренних тангенциальных отверстий в двух плоскостях незначительно улучшает охлаждение кромки завесы, но усложняет технологию. Направление потока охлаждающего компонента топлива против основного потока газовой реактивной струи нецелесообразно и с точки зрения газовой динамики, так как снижает удельную тягу двигателя и приводит к турбулентности в пограничном слое у внутренней стенки, а это ухудшает охлаждение далее по потоку. Кроме того, выполнение относительно длинных отверстий приводит к необходимости уменьшения их диаметра до 0,2…0,3 мм, что приводит, в свою очередь, к их частичному засорению и прогару камеры сгорания. Обычно до турбонасосного агрегата - ТНА устанавливается фильтр, но в результате работы ТНА из-за износа уплотнений возможны появление частиц размером более 0, 3 мм и их попадание между внешней и внутренней стенками камеры сгорания.

Кроме того, расход охлаждающего компонента топлива через завесу сильно влияет на удельный расход топлива, а в этой конструкции он не дозируется и заметно отличается у разных экземпляров двигателя из-за того, что тангенциальные отверстия не калибруют и их число определяется не планируемым расходом охлаждающего компонента топлива, а равномерностью толщины пленочной завесы на выходе.

Задачей создания изобретения является улучшение охлаждения и увеличение удельной тяги двигателя.

Решение указанных задач достигнуто в системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, 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 и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, тем, что согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания, выполнены входные тангенциальные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, и параллельно оси камеры выполнены выходные отверстия. На внешней поверхности кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями могут быть выполнены турбулизаторы потока. Пояс завесы может быть выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла. Пояс завесы может быть выполнен на середине сужающейся части сопла. Могут быть выполнены два пояса завесы.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где:

на фиг.1 показан продольный осевой разрез камеры сгорания,

на фиг.2 - поперечное сечение тракта охлаждения по А-А,

на фиг.3 приведена схема оребрения,

на фиг.4 приведена конструкция завесы охлаждения,

на фиг.5 приведена детальная схема завесы охлаждения,

на фиг.6 приведен вид Б,

на фиг.7 приведен разрез В-В,

на фиг.8 приведена схема размещения турбулизаторов.

Конструкция камеры представлена на фиг.1...8 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 наружную оболочку 6 и внутреннюю оболочку 7. На внутренней оболочке 7 выполнены ребра 8 постоянной толщины, образующие между ними каналы 9 тракта охлаждения. Каналы 9 имеют трапецеидальный профиль переменной ширины. Сопло 2 имеет, по меньшей мере, одну завесу охлаждения 10. На выходном сечении сопла 2 выполнен топливный коллектор 11.

Завеса охлаждения 10 (фиг.3) содержит цилиндрический участок 12 на внутренней оболочке 7 и кольцевую канавку 13. На цилиндрический участок 12 установлена кольцевая деталь 14 в форме полутора с образованием полости 15. В полость 15 выходят тангенциальные отверстия 16, сообщающие ее с кольцевой канавкой 13. Оптимальное соотношение длины тангенциальных отверстий 16 к их диаметру составляет от 1,0 до 2,5. Это позволяет выполнять тангенциальные отверстия 16 диаметром 0,5…1,2 мм, что предотвращает их засорение. Большую относительную длину этих отверстий делать нецелесообразно, так как предварительная закрутка охладителя в полости 15 лучше сохраняется при относительно малой длине отверстий. Кроме того, при относительно большой длине тангенциальных отверстий их диаметр получается очень маленьким 0,2…0,3 мм, что может привести к их засорению. На внешней стенке 17 кольцевой детали 14 выполнены входные отверстия 18. Входные отверстия 18 выполнены в плоскости, перпендикулярной к оси камеры ОО (фиг.7) и с возможностью закрутки потока охладителя в полости 15. Также на кольцевой детали 14 выполнены выходные отверстия 19, параллельные оси камеры ОО.

Направление входных отверстий 18 соответствует направлению тангенциальных отверстий 16, т.е. они создают закрутку охладителя в ту же сторону. Над кольцевой деталью 14 выполнен смонтированный с зазором Н2 коллектор 20 также в форме полутора.

Высота зазора H2=(0,4-0,6)H1, где H1 - высота ребер (фиг.5), это позволяет перепустить 98-99% от общего расхода охладителя мимо полости 15 кольцевой детали 14.

Назначение изобретения - предотвратить прогар передней кромки 21 пояса завесы 10. При этом задняя кромка 22 охлаждается всегда хорошо, так как около нее проходит весь расход охладителя, предназначенный для завесы охлаждения. Для интенсификации охлаждения передней кромки 21 на ее наружной стенке (внутри кольцевой детали 14) выполнены турбулизаторы 23.

Турбулизаторы 23 - это или ребра любой формы, или местные выступы, например, полученные накаткой. Их применение дополнительно увеличит коэффициент теплоотдачи охладителя в 2…3 раза.

Камера ЖРД может иметь только одну завесу охлаждения 10. Завеса охлаждения 10 может быть установлена в стыке камеры сгорания 1 и сопла 2, где удельные тепловые потоки резко возрастают. Для теплонапряженных камер современных ЖРД предпочтительно применить две завесы охлаждения 10. Зона размещения второй завесы охлаждения 10 (фиг.3 и 4) - перед критическим сечением 5, где тепловые потоки максимальны и ее положение определяется из условия:

l1=(0,4…0,8)L1,

где L1 - длина дозвуковой части сопла.

При меньших соотношениях завеса охлаждения не сможет защитить критическое сечение, а при большем возможны прогары внутренней оболочки перед завесой охлаждения

Предложенное устройство работает следующим образом.

При работе камеры ЖРД продукты сгорания компонентов топлива движутся по каналам 9 вдоль стенки внутренней оболочки 7 и передают ей и ребрам 8 тепло. За счет теплопроводности прогревается вся внутренняя оболочка 7, включая ребра 8. Из коллектора 11 по каналам 9 тракта охлаждения поступает охладитель (один из компонентов топлива), который омывает внутреннюю оболочку 7, основные ребра 8 и дно канала 9. Охладитель, имея температуру ниже температуры ребер 8 и дна канала 9, отбирает у них тепло и нагревается сам.

Наличие входных отверстий 18, выполненных под углом, позволяет получить предварительную закрутку охладителя в полости 15 кольцевой детали 14, и, как следствие, выполнить относительно короткие тангенциальные отверстия, т.е. увеличить их диаметр до 0,5…1,2 мм, что предотвратит их засорение. Перепуск от 30 до 50% охладителя через полость 15 кольцевой детали 14 и наличие турбулизаторов 23 улучшат охлаждение передней кромки 21 кольцевой канавки 13 и предотвратят ее прогар.

Оптимизированный расход охладителя на завесное охлаждение повысит удельную тягу двигателя на 1…2%, что имеет важное значение для ракетной техники, так как позволит пропорционально увеличить полезную нагрузку.

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 расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания, выполнены входные тангенциальные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, а параллельно оси камеры выполнены выходные отверстия. На внешней поверхности кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями выполнены турбулизаторы потока. Пояс завесы выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла, или на середине сужающейся части сопла, или выполнены два пояса завесы. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, 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 и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, отличающаяся тем, что кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания, выполнены входные тангенциальные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости и параллельно оси камеры выполнены выходные отверстия.

2. Система охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что на внешней поверхности кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями выполнены турбулизаторы потока.

3. Система охлаждения по п.1 или 2, отличающаяся тем, что пояс завесы выполнены в месте стыка камеры сгорания и сопла.

4. Система охлаждения по п.1 или 2, отличающаяся тем, что пояс завесы выполнен на середине сужающейся части сопла.

5. Система охлаждения по п.1 или 2, отличающаяся тем, что выполнено два пояса завесы.