КАМЕРА СГОРАНИЯ ЖРД С ЭЛЕКТРОПЛАЗМЕННЫМ ЗАЖИГАНИЕМ Российский патент 2017 года по МПК F02K9/95 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения.

В жидкостных ракетных двигателях, работающих на компонентах топлива жидкий кислород + жидкий водород или жидкий кислород + сжиженный природный газ (СПГ), поджиг осуществляется от запальных устройств (ЗУ), расположенных на наружной поверхности смесительной головки, с расположением выходного конца ЗУ в центре смесительной головки, что позволяет обеспечить надежный поджиг компонентов топлива от одного мощного ЗУ.

Известна конструкция смесительной головки двигателя РД0120. Описания данной конструкции смесительной головки и расположенного в ней запального устройства изложены в книге «Маршевый двигатель ракеты-носителя «Энергия» - кислородно-водородный ЖРД (опыт создания). 2004 г. УДК 629.7036.54-63. Стр. 129 и 175».

Недостатком данной конструкции является сложность в эксплуатации ЗУ (отсутствие доступа к ЗУ в случае его замены из-за расположения конструкции узла крепления и качания двигателя, которая его полностью закрывает).

Известна конструкция камеры сгорания ЖРД с электроплазменным зажиганием, выбранная за прототип, предназначенная для ЖРД многократного включения (патент России №2561796, F02K 9/62, 2014).

В данной конструкции фланец для установки ЗУ расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами тракта охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения ЗУ соединены с коллектором на фланце с помощью перепускной изогнутой трубки.

Недостатком данной конструкции является наличие изогнутого газовода ЗУ, что снижает надежность конструкции и не позволяет произвести замену газовода ЗУ в случае его прогара. Кроме того, при создании ЖРД больших тяг 180÷200 тс с осевым подводом генераторного газа практически нет возможности установки выходного конца ЗУ по центру смесительной головки.

Предлагаемое изобретение устраняет указанные недостатки прототипа и решает техническую задачу по обеспечению надежного поджига компонентов топлива в камерах сгорания ЖРД больших тяг, а также сокращает трудоемкость и время на проведение технического обслуживания камеры сгорания и ЗУ.

Поставленная техническая задача решается тем, что камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2.

На фиг. 1 показана камера сгорания, содержащая запальные устройства 1, смесительную головку 2, состоящую из фасонного корпуса газовода 3 с фланцем 4 для стыковки магистрали подвода генераторного газа и фланцем 5 для крепления запального устройства, газораспределительной решетки 6, корпуса 7 с коллектором 8 подвода окислителя, корпуса 9 с коллектором 10 подвода горючего на охлаждение огневого днища 11, смесительных элементов 12, втулок 13 для установки запальных устройств 1, корпус камеры 14 с коллектором 15 горючего.

На фиг. 2 показан фрагмент расположения запальных устройств 1 в смесительной головке 2 со стороны огневого днища 11.

Камера сгорания работает следующим образом.

По соответствующим командам:

1) по фланцу 4 корпуса газовода 3 генераторный газ поступает в полость смесительной головки 2 и через газораспределительную решетку 6 по смесительным элементам 12 подается во внутреннюю полость корпуса камеры 14;

2) окислитель из коллектора 8 поступает вовнутрь корпуса 7 и по смесительным элементам 12 во внутреннюю полость корпуса камеры 14;

3) горючее на охлаждение огневого днища 11 через коллектор 10 подается вовнутрь корпуса 9 и по отверстиям, расположенным в огневом днище 11 между смесительными элементами 12, поступает во внутреннюю полость корпуса камеры 14;

4) горючее поступает в тракт охлаждения корпуса камеры 14.

В соответствии с циклограммой работы двигателя подается команда на запуск запальных устройств 1. Продукты сгорания запальных устройств 1 по газоводам, расположенным в смесительной головке 2, поступают во внутреннюю полость корпуса камеры 14. При этом в камере сгорания образуется несколько локальных равномерно расположенных по поперечному сечению зон поджига компонентов топлива, что обеспечивает их надежное воспламенение по всему объему камеры сгорания.

Таким образом, расположение запальных устройств на местах смесительных элементов и закрепление их на корпусе газовода, между подводами генераторного газа и коллектора окислителя, позволяет, без выполнения трудоемких работ по демонтажу, легко снять ЗУ со смесительной головки и провести его осмотр, что сокращает трудоемкость и время на проведение технического обслуживания камеры сгорания и ЗУ. Наличие нескольких ЗУ позволяет обеспечить надежный многоразовый поджиг компонентов топлива в камерах сгорания больших тяг.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержит запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов. Изобретение обеспечивает повышение надежности поджига компонентов топлива в камерах сгорания ЖРД больших тяг, а также сокращает трудоемкость и время на проведение технического обслуживания камеры сгорания и запальных устройств. 2 ил.

Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, отличающаяся тем, что подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов.