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

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н₂) и кислороде (О₂) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Смесительная головка имеет две центробежные форсунки и периферийные каналы для охлаждения стенки камеры сгорания и сопла.

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 кислород и метан» Чудиной Юлии Сергеевны, Московский авиационный институт. Москва, 2014, http://www.mai.ru/events/defence/index.php?ELEMENT_ID=49826, стр. 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 космический станции (Эппель М.А., Шёман 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 изобретения является увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода в двигателе.

Задача решается за счет того, что в камеру сгорания ракетного двигателя малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящего из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутренним охлаждением камеры сгорания, для подачи горючего установлены центробежная форсунка с большим углом вектора скорости потока и соосная с ней центробежная форсунка окислителя с меньшим, чем у горючего, углом вектора скорости потока.

Кроме того, форсунки могут быть установлены с закруткой водорода и кислорода в одном или в противоположных направлениях.

Кроме того, срезы форсунок горючего и окислителя могут быть установлены на одном уровне.

Расположение в смесительной головке двух соосных центробежных форсунок с разными углами конусов векторов скоростей потоков способствует смешению газообразных водорода и кислорода и увеличению полноты сгорания топлива.

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, центробежная форсунка кислорода 7, центробежная форсунка водорода 8, каналы подачи водорода для внутреннего охлаждения камеры сгорания 9, вектор скорости потока водорода 10, вектор скорости потока кислорода 11, камера сгорания 12, докритическая часть сопла 13.

Работа двигателя осуществляется следующим образом.

После включения электроклапанов водорода и кислорода (на чертеже не показаны) водород и кислород по каналам 4 поступают в разрядную полость 2 свечи зажигания поверхностного разряда 1. В разрядной полости 2 водород и кислород воспламеняются и в виде факела продуктов сгорания через диафрагму 3 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.

При этом основная топливная смесь готовится следующим образом. Из смесительной головки, состоящей из центробежных форсунок водорода 7 и окислителя 8 в камеру сгорания 12 поступают водород и кислород, векторы скорости которых 10 и 11 образуют два пересекающихся потока с меньшим углом у водорода и с большим углом у кислорода. Пересечение этих потоков способствует активному перемешиванию водорода и кислорода, которые под воздействием факела из камеры 6 воспламеняются и сгорают. Далее продукты сгорания движутся в докритической части сопла 13, сверхкритической части сопла и истекают из сопла, создавая тягу двигателя. Для предотвращения прогара стенки камеры сгорания и сопла применяется внутреннее охлаждение водородом с помощью каналов 9.

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н₂) и кислороде (О₂) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Смесительная головка имеет две центробежные форсунки подачи горючего и окислителя в камеру сгорания и каналы горючего для охлаждения стенки камеры сгорания и сопла. Для подачи горючего в камеру сгорания установлена центробежная форсунка с большим углом вектора скорости потока и соосная с ней центробежная форсунка окислителя с меньшим углом вектора скорости, чем у горючего. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода в двигателе. 1 ил.

1. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутренним охлаждением камеры сгорания, отличающийся тем, что для подачи горючего в камеру сгорания установлена центробежная форсунка с большим углом вектора скорости потока и соосная с ней центробежная форсунка окислителя с меньшим, чем у горючего, углом вектора скорости.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что форсунки установлены с закруткой водорода и кислорода в одном или в противоположных направлениях.

3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что срезы форсунок горючего и окислителя установлены на одном уровне.