Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги Российский патент 2020 года по МПК F02K9/52 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя.

Известна камера жидкостного ракетного двигателя, состоящая из камеры сгорания, сопла, смесительной головки с двухкомпонентной центробежной форсункой с коллекторами на входе в тангенциальные каналы наружной и внутренней центробежных форсунок (п. РФ №54102, МПК F02K 9/52, F02K 9/62).

В известной камере в процессе движения компонентов топлива после их выхода из сопел центробежных и струйных форсунок реализуются цикл их взаимодействия в жидкой, парогазовой фазах и химических реакций, в результате которых происходят циркуляционные процессы в камере сгорания. При определенных условиях работы (например, снижение давления на входе в двигатель), часть фракций взаимодействия топлива с избытком компонента истекающего из наружной форсунки попадает в зону газового вихря сопла внутренней центробежной форсунки. При этом происходит активное взаимодействие этих фракций с движущейся пеленой второго компонента рабочего тела в сопле внутренней центробежной форсунки. В результате взаимодействия компонентов топлива возникают активные химические реакции и, как следствие, резкое повышение давления в сопле внутренней центробежной форсунки. Продукты химических реакций в сопле внутренней центробежной форсунки с высокой скоростью истекают в камеру сгорания, вызывая в ней кратковременный скачок давления. При этом в зону газового вихря внутренней форсунки поступает свежая порция продуктов фракций с избытком компонента истекающего из наружной форсунки с последующим активным взаимодействием с движущейся пеленой внутренней центробежной форсунки. Цикл повторяется, что являются источником пульсаций в камере сгорания. Рабочий процесс в камере сгорания становится неустойчивым пульсирующим, что приводит к резкому снижению всех характеристик камеры и двигателя в целом, в том числе снижается удельный импульс тяги двигателя и повышается температура стенки камеры сгорания до недопустимых величин.

В предлагаемом устройстве ставится задача устранить этот недостаток и тем самым расширить границы работоспособности двигателя.

В известной камере жидкостного ракетного двигателя, содержащей камеру сгорания, сопло и смесительную головку, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, с соответствующими коллекторами компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы сопел наружной и внутренней центробежных форсунок, согласно изобретению для исключения пульсаций давления в камере сгорания газовая полость сопла внутренней центробежной форсунки заполнена цилиндрическим вкладышем имеющим радиус равный радиусу газового вихря r_mk в зоне входных тангенциальных каналов центробежной форсунки до начала зоны гидравлического прыжка.

Для исключения перегрева цилиндрического вкладыша обратными токами продуктов сгорания, в нем может быть выполнена дополнительная форсунка.

Такое решение позволяет исключить недопустимые колебания давления в камере сгорания и, как следствие, расширить работоспособность двигателя в значительно более широком диапазоне входных условий, что является крайне важным для реактивных двигателей различного назначения.

Дополнительным преимуществом предлагаемого решения является то, что переход вращательного движения жидкости в движение с осевой и тангенциальной составляющими скорости в цилиндрическом сопле после гидравлического прыжка (Дитякин Ю.Ф., Клячко Л.А., Новиков Б.В., Ягодкин В.И., Распыливание жидкостей. М.,"Машиностроение" 1977, с. 53, 54) приводит к увеличению радиуса газового вихря до расчетной величины. Таким образом, установка цилиндрического вкладыша радиусом r_mk позволяет реализовать минимальный зазор между радиусом цилиндрического вкладыша и радиусом газового вихря, внутренней центробежной форсунки, обеспечивающий свободное течение жидкости в цилиндрическом сопле внутренней центробежной форсунки и расчетные параметры факела распыла с высокой эффективностью при минимальных перепадах на смесительных элементах, что также важно для жидкостных ракетных двигателей, где требуется высокая эффективность двигателя при минимальных давлениях на входе в двигатель.

Это решение повышает устойчивость рабочего процесса и равномерность распределения температуры на стенке камеры сгорания, что позволяет повысить допустимую температуру стенки камеры сгорания, а значит повысить энергетические характеристики и стабильность работы камеры и двигателя в целом.

Предлагаемое устройство поясняется чертежами. На фиг. 1 приведен общий вид камеры, на фиг. 2 приведена схема двухкомпонентной форсунки с цилиндрическим вкладышем.

Камера 1 состоит из камеры сгорания 2, сопла 3, смесительной головки 4, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой 5 с коллекторами 6 и 7 компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы 8 и 9, наружной центробежной форсунки 10 с периферийно расположенными струйными форсунками 11, и внутренней центробежной форсунки 12.

Согласно предлагаемому решению в сопле 13 внутренней центробежной форсунки установлен цилиндрический вкладыш 14 радиусом r_вкл равным радиусу газового вихря r_mк в зоне входных тангенциальных каналов до гидравлического прыжка 15. При переходе вращательного движения жидкости в движение с осевой и тангенциальной составляющими между пеленой движущейся жидкости и цилиндрическим вкладышем образуется газовый зазор 16 обеспечивающий свободное расчетное движение пелены 17 и распыл на выходе из сопла форсунки.

Для защиты вкладыша от перегрева в нем может быть выполнена дополнительная форсунка 18.

Каналы 19 и 20 в смесительной головке 4 предназначены для подачи компонентов топлива к коллекторам 6 и 7 соответственно.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. При подаче команды на запуск компоненты топлива по каналам 19 и 20 поступают в коллектор 6 наружной и 7 внутренней форсунок. Далее из коллектора в наружной форсунке часть топлива поступает в струйные форсунки 11 и истекает в камеру сгорания. Вторая часть топлива поступает через тангенциальные каналы 8, наружной форсунки 10 обеспечивая необходимый расход через сопло форсунки и, как следствие, распыл компонента топлива.

Второй компонент из коллектора 7 поступает через тангенциальные каналы 9 в сопло 13 внутренней центробежной форсунки. В зоне тангенциальных каналов 9 топливо до гидравлического прыжка приобретает вращательное движение, образуя газовый вихрь радиусом r_mк, который заполнен цилиндрическим вкладышем радиусом r_вкл=r_mк газового вихря. При дальнейшем движении топлива вращательное движение в зоне гидравлического прыжка 15 приобретает осевую и тангенциальную составляющие. При этом образуется газовый зазор 16 между движущейся в сопле пеленой 17 топлива и наружной поверхностью цилиндрического вкладыша, обеспечивающий свободное расчетное движение пелены и распыл топлива в камере сгорания.

Реализация изобретения исключает поступление отдельных фракций топлива с избытком компонента топлива наружной центробежной и струйных форсунок в газовую зону внутренней центробежной форсунки и тем самым гарантированно обеспечивает устойчивость рабочего процесса в камере и повышенную экономичность двигателя в широком диапазоне входных условий (давление на входе в двигатель, разность давлений окислителя и горючего на входе в двигатель, температуры компонентов топлива, разности температур компонентов топлива и другие факторы).

Дополнительным положительным фактором является то, что реализация устойчивого рабочего процесса позволяет повысить допустимую температуру рабочего процесса в зоне стенки камеры сгорания и тем самым повысить экономичность двигателя и двигательной установки в целом за счет повышения удельного импульса тяги. Форсунка 18 исключает перегрев вкладыша 14 и дополнительно повышает устойчивость процесса горения.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания, сопло и смесительную головку, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, с соответствующими коллекторами компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы сопел наружной и внутренней центробежных форсунок. Согласно изобретению газовая полость внутренней центробежной форсунки заполнена цилиндрическим вкладышем с наружным диаметром, равным диаметру газового вихря в зоне входных тангенциальных каналов центробежной форсунки до зоны гидравлического прыжка. Изобретение обеспечивает повышение устойчивости рабочего процесса и равномерность распределения температуры на стенке камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая камеру сгорания, сопло и смесительную головку, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, с соответствующими коллекторами компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы сопел наружной и внутренней центробежных форсунок, отличающаяся тем, что газовая полость внутренней центробежной форсунки заполнена цилиндрическим вкладышем с наружным диаметром, равным диаметру газового вихря в зоне входных тангенциальных каналов центробежной форсунки до зоны гидравлического прыжка.

2. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги по п. 1, отличающаяся тем, что в цилиндрическом вкладыше выполнен дополнительный форсуночный элемент.