Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с предварительным смешением компонентов в смесительной головке Российский патент 2018 года по МПК F02K9/52 F02K9/62 

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 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 ограничена 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.

Прототипом является двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической 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 настоящего изобретения является увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода в ракетных двигателях малой тяги за счет предварительного смешения водорода и кислорода перед подачей их в камеру сгорания.

Задача решается за счет того, что ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, содержит на камере сгорания, установленные друг над другом, два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы, так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода.

Смешение газообразных водорода и кислорода реализуется в узлах пересекающихся прямоугольных каналов.

Кроме того, число узлов пересекающихся прямоугольных каналов водорода и кислорода равно 3, 4, 5 и более и распределенных равномерно по окружности.

Кроме того, высота и ширина прямоугольных каналов соотносятся как 1:2.

Кроме того, соотношение скоростей струй водорода и кислорода составляет 2,5:1.

Сущность изобретения поясняется фигурами (фиг. 1 и фиг. 2), где схематично представлено устройство для предварительного смешения газообразных водорода и кислорода. На чертежах изображены: коллектор водорода 1, имеющий в сечении вид половины окружности, прямоугольный канал водорода 2, прямоугольный канал кислорода 3 (обозначен пунктиром, так как он расположен в другой плоскости), камера сгорания 4, стенка камеры сгорания 5, верхний цилиндр 6 с каналами водорода 2, предкамера 7, где формируется факел топливной смеси водорода и кислорода, сварочный шов 8, соединяющий верхний цилиндр 6 с коллектором водорода 1, сварочный шов 9, соединяющий между собой коллекторы водорода 1 и кислорода 10 и верхний цилиндр 6 с нижним цилиндром, сварочный шов 11, соединяющий коллектор кислорода 10 с нижним цилиндром, дозвуковая часть сопла 12.

Работает представленное устройство для предварительного смешения газообразных водорода и кислорода следующим образом.

После включения электроклапанов водорода и кислорода (на чертеже не показаны) водород и кислород поступают в предкамеру 7, где формируется факел топливной смеси водорода и кислорода. Водород и кислород поступают также в прямоугольные каналы водорода 2 и кислорода 3. В узлах каналов 2 и 3 происходит интенсивное турбулентное перемешивание водорода и кислорода. Затем по каналам 2 и 3 смеси водорода и кислорода поступают в камеру сгорания 4, где под воздействием факела топливной смеси воспламеняются, сгорают, движутся к дозвуковой части сопла 12 и далее через закритическую часть сопла истекают из двигателя, создавая тягу.

Для эффективного смешения водорода и кислорода и для получения наибольшей полноты сгорания топлива высота и ширина прямоугольных каналов должны соотносится как 1:2. Скорости газообразных водорода и кислорода должны соотносится как 2,5:1. В зависимости от тяги двигателя (расходов компонентов топлива) число узлов равно 3, 4, 5 и более.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению на камере сгорания установлены друг над другом два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода. Число узлов пересекающихся прямоугольных каналов водорода и кислорода равно 3, 4, 5 и более и распределенных равномерно по окружности. Высота и ширина прямоугольных каналов соотносятся как 1:2. Соотношение скоростей струй водорода и кислорода составляет 2,5:1. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, отличающийся тем, что на камере сгорания установлены, друг над другом, два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы, так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода.

2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что число узлов пересекающихся прямоугольных каналов водорода и кислорода равно 3, 4, 5 и более и распределенных равномерно по окружности.

3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что высота и ширина прямоугольных каналов соотносятся как 1:2.

4. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что соотношение скоростей струй водорода и кислорода составляет 2,5:1.