КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ Российский патент 2014 года по МПК F02K9/62 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ), используемым в качестве исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов.

Известны камеры ЖРДМТ, в которых между смесительной головкой и корпусом камеры устанавливается переходник, обеспечивающий качественное соединение смесительной головки и корпуса камеры, выполненных из разнородных материалов, не позволяющих прямого соединения (см. например, патент США №6 381 949, пр. 03.08.1998, з. 09/144 375, МПК F02K 9/42). В данной камере корпус выполнен из рения, смесительная головка - из титанового сплава, а переходник из ниобия.

Недостатком данной камеры является применение дорогостоящих материалов и большие тепловые потоки в смесительную головку при высокой температуре в камере сгорания, приводящие к испарению компонентов топлива в форсуночных элементах и трактах подачи компонентов топлива, что, в свою очередь, приводит к нарушению режима их истечения и нестабильному и некачественному смесеобразованию.

Известна камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку с каналами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, с присоединенным к ней через переходник корпусом камеры, имеющим жаростойкий сопловой вкладыш (патент РФ №2100636, з. №93010831 от 01.03.1993, МПК F02K 9/62, 9/97).

К недостаткам этой конструкции можно отнести, как и в аналоге, наличие больших тепловых потоков в смесительную головку, что в двигателях особо малой тяги (менее 10 Н) с малыми расходами компонентов топлива, неминуемо приведет к испарению их в форсуночных элементах и трактах их подачи.

Задачей изобретения является создание камеры ракетного двигателя малой тяги с высокими энергетическими характеристиками, но с малыми тепловыми потоками от корпуса камеры в смесительную головку при невысокой стоимости используемых материалов.

Задача решается путем создания камеры жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящей, как и прототип, из смесительной головки с трактами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, фланца для крепления к объекту, корпуса камеры с камерой сгорания и соплом, присоединенной к смесительной головке через переходник, имеющий внешнюю, торцевую и внутреннюю посадочные поверхности. Согласно изобретению фланец для крепления к объекту установлен на переходнике вблизи камеры сгорания и расположен в зоне посадочной поверхности переходника и смесительной головки.

Для снижения тепловых потоков в смесительную головку переходник присоединен к ней по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрические участки не имеют контакта с соответствующими поверхностями смесительной головки.

Толщину стенки переходника выбирают возможно более тонкой из условия прочности.

Такое выполнение камеры двигателя исключает прямую передачу тепла от корпуса камеры к смесительной головке.

Предлагаемое решение поясняется чертежами. На фиг.1 показана камера ЖРДМТ с фланцем, установленным на переходнике вблизи камеры сгорания. На фиг.2 приведена область перехода от камеры сгорания к смесительной головке.

Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги состоит из корпуса камеры 1 с камерой сгорания 2 и соплом 3, смесительной головки 4 с трактами подачи окислителя 5 и горючего 6. Камера сгорания 2 через переходник 7 соединена со смесительной головкой 4. Фланец 8 установлен на переходнике 7 вблизи его соединения с камерой сгорания 2 (фиг.1). Форсуночные элементы представляют собой, например, двухкомпонентную соосную центробежную форсунку 9. Зазор 10 (фиг.2), с которым установлен переходник 7 в смесительную головку 4, создает дополнительный тепловой барьер для тепловых потоков в смесительную головку со стороны камеры сгорания 2. Фланец 8 контактирует с кронштейном объекта 11.

Толщина стенки переходника рассчитывается из условия максимально возможной температуры стенки переходника работающего двигателя и прочностных характеристик материала переходника при этой температуре, затем подтверждается опытным путем.

Температура в месте расположения переходника определяется из теплового расчета камеры сгорания [1]. С учетом имеющегося опыта разработки ЖРДМТ ФГУП «НИИМаш» температура в месте расположения переходника составляет 100-650°C в зависимости от схемы смесеобразования и величины тяги двигателя.

При известной температуре из справочной литературы [2] определяются механические свойства материала переходника, такие как предел текучести [σ_m]. Толщина стенки переходника рассчитывается из условия прочности для тонкостенных оболочек, нагруженных внутренним давлением, приведенного в [3].

где δ - толщина стенки переходника, м;

р - заданное давление в камере сгорания, Па;

R - радиус камеры сгорания, м (см. фиг.2);

[σ_m] - предел текучести материала при заданной температуре переходника, Па;

n - коэффициент запаса прочности.

Значение коэффициента запаса прочности выбирается с учетом опыта создания двигателей аналогов и уточняется по результатам испытаний опытных образцов камер с переходниками.

Полученные расчетным путем данные уточняются в процессе испытаний и доводки конкретной модели двигателя.

Камера ЖРДМТ работает следующим образом. Окислитель по тракту 5 и горючее по тракту 6 поступают к форсуночным элементам двухкомпонентной соосной центробежной форсунки 9.

Самовоспламеняющиеся компоненты топлива воспламеняются и горят в объеме камеры сгорания. Самые высокие температуры на конструкции реализуются в районе минимального сечения сопла 3 и тепловые потоки по стенкам камеры сгорания 2 передаются в смесительную головку 4.

Для уменьшения тепловых потоков в смесительную головку 4 переходник 7 выполнен с возможно более тонкой стенкой, величину которой определяют из условия прочности при заданной температуре по формуле (1) и правильность выбора подтверждают опытной проверкой. Переходник 7, кроме того, присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрический участки переходника не имеют контакта с соответствующими поверхностями смесительной головки (фиг.2), что также снижает тепловые потоки от камеры сгорания в смесительную головку.

В конструкции, показанной на фиг.1, 2, теплота, передаваемая от КС через фланец 8 крепления камеры к объекту, установленный на переходнике 7 вблизи камеры сгорания 2 и смесительной головки 4 делится на два потока.

Переходник присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрический участки переходника не имеют контакта с соответствующими поверхностями смесительной головки. Кроме того, для ограничения теплового потока в смесительную головку переходник имеет возможно более тонкую стенку, толщину которой можно определить из условия прочности при заданной температуре. Тепловой поток из фланца 8 передается на кронштейн 11 объекта. Количество теплоты, поступающее от КС 2 делится на две части по уравнению

Q_КС=Q_ФЛ + Q_ГОЛ

За счет большой площади поперечного сечения фланца S_фл >> S_ш,

где S_фл - площадь поперечного сечения фланца (см. фиг.2);

S_ш - площадь поперечного сечения переходника (см. фиг.2);

количество теплоты Q_ФЛ значительно превышает количество теплоты, переданное в смесительную головку Q_ГОЛ.

Предлагаемая конструкция камеры ЖРДМТ в экспериментальных работах с двигателями тягой 3Н и 12Н обеспечила удовлетворительное тепловое состояние испытанных двигателей при уровне эффективности внутрикамерных процессов φ_β=0,75…0,96 в диапазоне входных давлений компонентов топлива от 0,8 МПа до 2,5 МПа и массовом соотношении компонентов топлива 1,6…2,0. При этом величина теплового потока к компонентам топлива Q_КТ была незначительной и не приводила к закипанию НДМГ и N₂O₄.

Список использованной литературы

1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей: Учебник / Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Кузнецов В.А. и др.; Под ред. В.М. Кудрявцева. - 3-е изд., испр. и доп. М.: Высш. школа, 1983.

2. Конструкционные материалы: Справочник /Б.П. Арзамасов, В.А. Брострем, Н.А. Буше и др.; Под общ. ред. Б.П. Арзамасова. - М.: Машиностроение, 1990.

3. Сопротивление материалов: Учебник / Беляев Н.М. 11-е изд. стереотипное. - Государственное издательство технико-теоретической литературы М.: 1958.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги, используемым в качестве исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов. Камера состоит из смесительной головки с трактами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, фланца для крепления к объекту, корпуса камеры с камерой сгорания и соплом, присоединенного к смесительной головке через переходник. Согласно изобретению фланец для крепления камеры к объекту установлен на переходнике вблизи камеры сгорания и расположен в зоне посадочной поверхности переходника и смесительной головки, переходник присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрические участки имеют зазор между соответствующими поверхностями смесительной головки. Изобретение обеспечивает снижение тепловых потоков в объект. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки с трактами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, фланца для крепления к объекту, корпуса камеры с камерой сгорания и соплом, присоединенной к смесительной головке через переходник, имеющий внешнюю, торцевую и внутреннюю посадочные поверхности, отличающаяся тем, что фланец для крепления к объекту установлен на переходнике вблизи камеры сгорания и расположен в зоне посадочной поверхности переходника и смесительной головки.

2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что переходник присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрический участки имеют зазор между соответствующими поверхностями смесительной головки.