Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками Российский патент 2017 года по МПК F02K9/52 F02K9/62 

Описание патента на изобретение RU2626189C1

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (O2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.

Особенно эффективны такие двигатели в составе двигательных установок космических аппаратов на основе электролиза воды и РДМТ на газообразных водороде и кислороде - продуктах электролиза воды.

Известен ракетный двигатель малой тяги (диссертация на соискание кандидата технических наук «Рабочие процессы в ракетном двигателе малой тяги на газообразных компонентах топлива - кислороде и метане» Чудиной Юлии Сергеевны, Московский авиационный институт. Москва, 2014, http://www.mai.ru/events/defence/index.php?ELEMENT_ID=49826, с. 51), в котором форкамера (иначе - предкамера) для воспламенения компонентов топлива образована уменьшенным проходным сечением центрального отверстия. Непосредственный подвод компонентов топлива в область свечи зажигания отсутствует, воспламенение топлива происходит при попадании компонентов из камеры сгорания в разрядную полость свечи.

Недостатком является и то, что в таком двигателе добиться высокой стабильности процесса воспламенения и высокой полноты сгорания топлива невозможно, учитывая предложенную организацию процесса воспламенения и малые объемы камеры сгорания (малые времена пребывания топлива в камере сгорания), так как компоненты топлива в газообразном состоянии за счет диффузии перемешиваются сравнительно медленно. Увеличение объема камеры сгорания нерационально из-за ухудшения динамических параметров двигателя, проблем обеспечения теплового состояния камеры и увеличения весовых параметров РДМТ.

Наиболее близким аналогом является двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции (Эппель М.А., Шеман Л., Беркман Д.К. Двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции. 1987, аннотация реферата. «Представлены результаты работ по созданию высокоэффективного двигателя малой тяги на газообразных водороде и кислороде. Проведено исследование воспламенения и охлаждения. Камера сгорания - рениевая. Способ подачи водорода и кислорода происходит с помощью шести осевых струй, направленных радиально к центральному электроду»).

Недостатком этого технического решения является неоптимальная по составу смесь водорода и кислорода, которую нужно воспламенять при работе двигателя, особенно в импульсном режиме и не эффективное перемешивание водорода и кислорода при горении.

Технической задачей настоящего изобретения является увеличение надежности работы двигателя и увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода.

Данная задача решается за счет того, что в камере сгорания ракетного двигателя малой тяги, состоящего из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, для эффективного смешения компонентов установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности смесительной головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя.

Поток водорода из центробежной форсунки расширяется в камере сгорания, и кислород из струйных форсунок пронизывает водород и активно взаимодействует с ним.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлен ракетный двигатель малой тяги. На чертеже изображены: свеча зажигания поверхностного разряда 1, разрядная полость 2 свечи зажигания, диафрагма 3, каналы 4, камера 5, в которую поступает водород, камера 6, в которую поступает закрученный кислород, каналы подачи 7 компонента в центробежную форсунку водорода 8, каналы подачи 9 компонента в струйную форсунку кислорода, головка камеры сгорания 10, каналы подачи горючего 11 для внутреннего охлаждения камеры сгорания и сопла, камера сгорания 12, докритическая часть сопла 13.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. Смесительная головка имеет одну центробежную и шесть струйных форсунок. После включения электроклапанов водорода и кислорода (на чертеже не показаны) водород и кислород по каналам 4 и диафрагме 3 поступают в разрядную полость 2 свечи зажигания поверхностного разряда 1. В разрядной полости 2 водород и кислород воспламеняются и в виде факела продуктов сгорания поступают в камеру 5, в которую поступает закрученный водород, далее смесь продуктов сгорания и водорода поступает в камеру 6, в которую поступает закрученный кислород и в которой завершается процесс формирования факела топливной смеси водорода и кислорода. Затем в камере сгорания 12 воспламеняется и сгорает основная топливная смесь. Основная топливная смесь образуется путем смешения водорода из центробежной форсунки и кислорода, поступающего из струйных форсунок. Далее продукты сгорания из камеры сгорания движутся в докритической части сопла 13 и в закритической части сопла, истекают из сопла, создавая тягу двигателя. Во избежание прогара камеры сгорания и сопла применяется внутреннее охлаждение с помощью каналов подачи горючего 11.

Похожие патенты RU2626189C1

название год авторы номер документа
Ракетный двигатель малой тяги на несамовоспламеняющихся жидком горючем и газообразном окислителе 2019
  • Рыжков Владимир Васильевич
  • Гуляев Юрий Иванович
RU2724069C1
Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе 2020
  • Рыжков Владимир Васильевич
RU2778416C2
Водородно-кислородный ракетный двигатель малой тяги 2016
  • Градов Виталий Николаевич
  • Гуляев Юрий Иванович
  • Рыжков Владимир Васильевич
RU2623610C1
Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежными форсунками 2016
  • Градов Виталий Николаевич
  • Рыжков Владимир Васильевич
RU2628143C1
Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с форсунками типа струя в сносящем потоке 2017
  • Градов Виталий Николаевич
  • Гуляев Юрий Иванович
  • Рыжков Владимир Васильевич
RU2641785C1
КАМЕРА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ (РДМТ), РАБОТАЮЩЕГО НА ДВУХКОМПОНЕНТНОМ НЕСАМОВОСПЛАМЕНЯЮЩЕМСЯ ГАЗООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ (ВАРИАНТЫ) 2008
  • Кочанов Александр Викторович
  • Клименко Александр Геннадьевич
RU2369766C1
Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде со щелевой форсункой 2016
  • Градов Виталий Николаевич
  • Рыжков Владимир Васильевич
RU2624419C1
СПОСОБ РАБОТЫ КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ 2011
  • Кочанов Александр Викторович
  • Клименко Александр Геннадьевич
RU2477383C1
КАМЕРА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ, РАБОТАЮЩЕГО НА ДВУХКОМПОНЕНТНОМ НЕСАМОВОСПЛАМЕНЯЮЩЕМСЯ ГАЗООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ 2011
  • Кочанов Александр Викторович
  • Клименко Александр Геннадьевич
RU2448268C1
КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ИЛИ ГАЗОГЕНЕРАТОРА С ЛАЗЕРНЫМ УСТРОЙСТВОМ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА 2011
  • Ребров Сергей Григорьевич
  • Голубев Виктор Александрович
  • Голиков Андрей Николаевич
RU2468240C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 626 189 C1

Реферат патента 2017 года Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ). Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, при этом в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода и надежности работы двигателя. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 626 189 C1

Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, отличающийся тем, что для эффективного смешения компонентов в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2017 года RU2626189C1

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ 2007
  • Кутуев Рашит Хурматович
RU2386846C2
КАМЕРА СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ 1990
  • Андреев Ю.З.
  • Ермолович Е.И.
  • Ларин Е.Г.
RU2041375C1
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ 2008
  • Кутуев Рашит Хурматович
RU2397355C2
СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ ЗЕРНОВОГО КОНЦЕНТРАТА 2016
  • Иртуганова Юлия Сергеевна
  • Якубова Олеся Сергеевна
  • Мамедова Роя Саят Кызы
RU2667740C2
Способ определения координат источника акустической эмиссии в изделиях с конусообразной поверхностью 1985
  • Анисимов Владимир Константинович
SU1298648A1

RU 2 626 189 C1

Авторы

Градов Виталий Николаевич

Рыжков Владимир Васильевич

Даты

2017-07-24Публикация

2016-10-03Подача