КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2022 года по МПК F02K9/64 F02K9/97 

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание камер жидкостных ракетных двигателей, предназначенных для установки в отсеках двигательных установок верхних ступеней с камерами больших степеней расширения, является актуальной задачей.

Известны камеры жидкостных ракетных двигателей, содержащие камеру сгорания, снабженную трактом охлаждения с продольными каналами с поперечными перемычками входным для компонента коллектором за минимальным сечением по направлению к срезу сопла и выходным коллектором, размещенным у смесительной головки и соединенным трубопроводом со смесительной головкой (книга: «Добровольский М.В. Основы проектирования жидкостных ракетных двигателей, Учебник для вузов, - 2-е изд., перераб. и дополн./под ред. Д.А. Ягодникова, -М., Изд-во МГТУ им Н.Э.Баумана, 2005. Стр 149, рис. 4.3).

В такой камере жидкостного ракетного двигателя, из-за неоптимального использования охладителя, когда охладитель подводится к коллектору на выходном участке сопла, а затем к самому теплонапряженному участку тракта охлаждения в минимальном сечении сопла подводится после охлаждения выходного участка сопла с повышенной температурой, приходится минимизировать проходное сечение тракта охлаждения для достижения высокой скорости охладителя, как правило, горючего, что приводит к необходимости повышать давление на входе в тракт охлаждения выходного участка сопла, из-за чего приходится увеличивать толщину стенок и ребер тракта охлаждения для повышения прочности с увеличением массы выходного участка сопла.

Известна также камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая камеру сгорания, снабженную трактом охлаждения с продольными каналами с поперечными перемычками входным для подвода недостающего в газогенераторе компонента коллектором за минимальным сечением по направлению к срезу сопла и выходным коллектором, размещенным у смесительной головки и соединенным трубопроводом с входным коллектором тракта охлаждения с продольными каналами и поперечными перемычками сопла, выходным коллектором тракта охлаждения последнего соединенным трубопроводом со смесительной головкой (описание патента РФ 2556091 от 10.06.2014 г., МПК F02K 9/42, фиг. 1-3 на стр. 9, 10 и 11 соответственно - прототип).

В такой камере жидкостного ракетного двигателя недостающий в газогенераторе компонент, горючее, подводится к тракту охлаждения минимального сечения сопла с пониженной температурой сразу после насоса, обеспечивая охлаждение стенки сопла в минимальном сечении. Однако место соединения стенок трактов охлаждения в месте последовательного расположения двух соединенных общим корпусом коллекторов сопла и камеры сгорания является проблемным, так как относительно жесткий узел двух входных коллекторов при вакуумной пайке внутренней оребренной стенки с наружным корпусом препятствует достаточному прижатию охлаждаемой стенки с корпусом, препятствует качественной пайке, появляются проблемы с использованием камер с повышенным давлением горючего в тракте охлаждения и, следовательно, продуктов сгорания в камере сгорания. Некачественная пайка ребер из-за недостаточного прижатия фрезерованной стенки и корпуса в этом месте обнаруживается, как правило, на раннем этапе изготовления и контроля при гидроопрессовке тракта охлаждения на гидравлических «холодных» испытаниях, и по результатам таких испытаний приходится снижать рабочее давление горючего в тракте охлаждения и продуктов сгорания в камере сгорания. Это является одной из причин снижения степени расширения продуктов сгорания в сопле и снижения экономичности. Это требует новых технологических процессов пайки, как например, без установленных коллекторов (так называемая, безколлекторная пайка (патент РФ 2465483 от 31.03.2011)) с последующей сваркой коллекторов и контролем температур свариваемых паяных деталей для гарантии целостности припоя паяного соединения, что несколько усложняет технологический процесс. Тепловое состояние стенки усугубляется наличием кольцевой не оребренной перегородки под коллекторами между трактами охлаждения минимального сечения сопла и выходного сечения сопла. Из-за повышенной температуры этого перегородочного соединения, связанного с дефицитом охлаждения при большей толщине приходится повышать скорость течения охладителя, увеличивая потери давления в тракте охлаждения в районе перегородки, увеличивая входное давление в тракт охлаждения сопла, что неизбежно повышает массу сопла за счет усиления связей в тракте охлаждения сопла, или снижать поверхностную плотность теплового потока нанесением покрытий со стороны газа, таким образом несколько усложняя технологический процесс изготовления. При такой конструкции появляется неравномерное поле температур на перегородке, так как с одной стороны на нее воздействует охладитель с пониженной температурой после насоса, а с другой стороны - охладитель с повышенной температурой после тракта охлаждения самого теплонапряженного участка камеры, а именно участка минимального сечения сопла и цилиндрической части камеры сгорания. В результате появляющегося градиента температуры на перегородке возможны термические деформации охлаждаемой оболочки, искажение профиля даже при незначительных температурных градиентах. Кроме того, при наземном испытании камеры с высотным соплом в составе высотного двигателя тепловое воздействие продуктов сгорания в месте отрыва продуктов сгорания, совпадающем с местом расположения перегородки дополнительно ухудшает тепловое состояние сопла.

Задачей предполагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков, снижение гидравлического сопротивления тракта охлаждения за счет снижения температуры сопла в зоне поперечных перемычек и снижения температурной неравномерности стенки сопла и камеры сгорания, следовательно, снижение входного давления горючего на входе в тракт охлаждения и снижение массы сопла и камеры.

Указанная выше задача изобретения решается тем, что в известной камере жидкостного ракетного двигателя, содержащей камеру сгорания, снабженную трактом охлаждения с продольными каналами с поперечными перемычками входным для подвода недостающего в газогенераторе компонента коллектором за минимальным сечением по направлению к срезу сопла и выходным коллектором, размещенным у смесительной головки и соединенным трубопроводом с входным коллектором тракта охлаждения с продольными каналами и поперечными перемычками сопла, выходным коллектором тракта охлаждения последнего соединенным трубопроводом со смесительной головкой, в ней участки поперечных перемычек в зоне сопряжения входных коллекторов сопла и камеры сгорания выполнены прерывистыми и размещены поочередно между продольными каналами в окружном направлении, входной коллектор сопла размещен между минимальным сечением сопла и входным коллектором тракта охлаждения камеры сгорания, а продольные каналы трактов охлаждения камеры сгорания и сопла в зоне сопряжения с входными коллекторами соединены у поперечных перемычек поочередно радиальными каналами с одноименными входными коллекторами.

Указанная выше задача изобретения решается также тем, что в известной камере жидкостного ракетного двигателя стенки прерывистых поперечных перемычек в зоне сопряжения входных коллекторов в радиальном направлении выполнены V-образного профиля и ориентированы вершинами в обратных от радиальных каналов направлениях.

Предлагаемая камера жидкостного ракетного двигателя приведена на чертеже (фиг. 1-4, фиг. 1 - конструктивная схема функционирования камеры жидкостного ракетного двигателя с изображением направления движения охладителя, изображение соединений участков тракта охлаждения камеры сгорания и сопла, в том числе его участков: участка минимального сечения и выходного участка сопла, коллекторов; фиг. 2 - вид сверху и продольный разрез камеры; фиг. 3 - поперечный разрез камеры в плоскости коллектора подвода охладителя к тракту охлаждения выходного участка сопла и продольный разрез по осям каналов в коллекторе; фиг. 4 - поперечный разрез камеры в плоскости коллектора подвода охладителя к тракту охлаждения камеры сгорания и продольный разрез по осям каналов в коллекторе; фиг. 5 - вид сбоку на оребрение оболочки сопла 34 тракта охлаждения 2 в районе коллекторов 5 и 12 подвода охладителя со снятым корпусом 36), где показаны следующие агрегаты:

1. Камера сгорания;

2. Тракт охлаждения;

3. Продольный канал;

4. Поперечная перемычка;

5. Входной коллектор камеры сгорания;

6. Минимальное сечение сопла;

7. Срез сопла;

8. Сопло;

9. Выходной коллектор камеры сгорания;

10. Смесительная головка;

11. Трубопровод;

12. Входной коллектор сопла;

13. Продольный канал сопла;

14. Выходной коллектор сопла;

15. Трубопровод;

16. Участок поперечных перемычек;

17. Зона сопряжения входных коллекторов камеры сгорания и сопла;

18. Прерывистый участок поперечной перемычки;

19. Продольный канал тракта охлаждения камеры сгорания;

20. Продольный канал тракта охлаждения сопла;

21. Радиальный канал входного коллектора сопла;

22. Радиальный канал входного коллектора камеры сгорания;

23. Участок минимального сечения сопла;

24. V-образный профиль поперечной перегородки;

25. Вершина V-образного профиля поперечной перегородки;

26. Участок сопрягаемого продольного канала тракта охлаждения камеры сгорания;

27. Участок сопрягаемого продольного канала тракта охлаждения сопла;

28, 29. Продольное радиальное ребро;

30 Стенка поперечной прерывистой перемычки V-образного профиля;

31. Стенка поперечной прерывистой перемычки V-образного профиля;

32. Выходной участок сопла;

33. Стыковочная часть оболочки сопла;

34. Оболочка сопла;

35. Накладка;

36. Корпус выходного участка сопла;

37. Подколлекторная стенка тракта охлаждения сопла;

38. Подколлекторная стенка тракта охлаждения камеры сгорания;

39. Корпус второго компонента.

Камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания 1, снабженную трактом охлаждения 2 с продольными каналами 3 с поперечными перемычками 4 для подвода первого компонента входным коллектором 5 за минимальным сечением 6 по направлению к срезу 7 сопла 8 и выходным коллектором 9, размещенным у смесительной головки 10 и соединенным трубопроводом 11 с входным коллектором 12 тракта охлаждения 2 сопла 8 с продольными каналами 13 и поперечными перемычками 4 сопла 8. Выходной коллектор 14 тракта охлаждения 2 сопла 8 соединен трубопроводом 15 со смесительной головкой 10 камеры сгорания 1.Участки 16 поперечных перемычек 4 в зоне сопряжения 17 входного коллектора 12 тракта охлаждения 2 сопла 8 и входного коллектора 5 камеры сгорания 1 выполнены прерывистыми 18 и размещены поочередно между продольными каналами 13 в окружном направлении. Входной коллектор 12 тракта охлаждения 2 сопла 8 размещен между минимальным сечением 6 сопла 8 и входным коллектором 5 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1, а продольные каналы 19 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1 и продольные каналы 20 тракта охлаждения сопла 8 в зоне сопряжения 17 с входным коллектором 12 и входным коллектором 5 соединены у поперечных перемычек 4 поочередно радиальными каналами 21 с одноименными входным коллектором 12 сопла 8, а радиальными каналами 22 с входным коллектором 5 камеры сгорания 1. Следует сказать, что замена узла двух входных коллекторов 5 и 12, расположенных под одним корпусом на разнесенные вдоль продольной оси камеры отдельные коллектора 5 и 12, независимо от местоположения относительно участка минимального сечения 19 сопла 8 уже снижает жесткость участка корпуса камеры и способствует повышению надежности паяной оболочки в районе входных коллекторов 5 и 12. Однако именно расположение входного коллектора 12 сопла ближе к участку 23 минимального сечения 6 сопла 8 дает комплекс улучшений конструкции камеры как по снижению градиентов температур на участках 16 прерывистых перемычек 4, так и по улучшению пайки из-за снижения жесткости корпуса камеры при пайке. Участки 16 прерывистых поперечных перемычек 4 в зоне сопряжения 17 входного коллектора 12 камеры сгорания 1 входного коллекторов радиальном направлении выполнены V- образного профиля 24 и ориентированы вершинами 25 в обратных от радиальных каналов 22 и 23 направлениях. Каждый сопрягаемый продольный канал 19 тракта охлаждения камеры сгорания 1 на участке 26 и каждый сопрягаемый канал 20 тракта охлаждения сопла 8 на участке 27 имеет общее продольное радиальное ребро 28 с одной стороны и общее продольное радиальное ребро 29 с другой стороны. Общее продольное ребро 28 сопрягается со стенкой 30 поперечной прерывистой перемычки 4 V-образного профиля 24, а общее продольное ребро 29 сопрягается со стенкой 31 поперечной прерывистой перемычки 4 V-образного профиля 24. Продольное ребро 28, также как и V-образный профиль 24 с одной стороны контактирует с горючим на входе во входном коллекторе 5 камеры сгорания 1, а с другой стороны контактирует с горючим на выходе из тракта охлаждения камеры сгорания (на входе во входной коллектор 12 сопла 8). Продольное ребро 29, также как и V-образный профиль 24 с одной стороны контактирует с горючим на входе входного коллектора 5 камеры сгорания 1, ас другой стороны контактирует с горючим на выходе из тракта охлаждения камеры сгорания (на входе во входной коллектор сопла 12). Одна группа поперечных перемычек 4 V-образного профиля 24, связанная с радиальными каналами 22 входного коллектора 5 камеры сгорания 1 ориентирована к срезу 7 сопла 8, а вторая группа поперечных перемычек 4 V-образного профиля 24, связанная с радиальными каналами 21 входного коллектора 12 сопла 8, ориентирована к участку 23 минимального сечения 6 сопла 8. Выходной участок 32 сопла 8, начиная от участка V-образного профиля 24 камеры сгорания 1, соединен сваркой по стыковочной части 33 оболочки 34 сопла 8 (под входным коллектором 5 камеры сгорания 1), а с помощью накладки 35 с корпусом 36 выходной части сопла. При использовании аддитивных технологий при изготовлении коллекторного узла камеры и подколлекторной стенки 37 тракта охлаждения 2 сопла, подколлекторной стенки тракта 3 8 охлаждения 2 камеры сгорания 1 с V-образным профилем 24 поперечных прерывистых перемычек 4, по предлагаемой камере жидкостного ракетного двигателя отпадает необходимость в операциях пайки, в сварочных и фрезерных операциях по изготовлению каналов тракта охлаждения 2. Подвод генераторного газа к камере сгорания 1 обеспечивается с помощью корпуса 39 второго компонента, являющегося частью смесительной головки 10.

Камера жидкостного ракетного двигателя на установившемся режиме работает следующим образом. Окислительный генераторный газ (второй компонент) поступает к камере сгорания 1 через корпус второго компонента 39 в смесительную головку 10. Горючее (первый компонент), поступает в входной коллектор 5 камеры сгорания 1, охлаждая стенки тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1, поступает в выходной коллектор 9, а с помощью трубопровода 11 поступает во входной коллектор 12 сопла 8. После охлаждения сопла 8 горючее поступает через выходной коллектор 14 сопла 8 и трубопровод 15 в смесительную головку 10 камеры сгорания 1. По мере движения из входного коллектора камеры сгорания 5 в радиальных каналах 22 и далее горючее попадает только в продольные каналы 19 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1, чему способствуют поперечные прерывистые участки 18 поперечных перемычек 4, выполненные в подколлекторной стенке 38 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1, охлаждая подколлекторную стенку 38 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1 и (с одной стороны) продольные радиальные ребра 28, далее смешивается с такими же потоками горючего в соседних продольных каналах и по продольным каналам 19 поступает в выходной коллектор 9 камеры сгорания 1. Расположение внутренних частей V-образных профилей 24 поперечных перегородок под крайними радиальными каналами 22 и в непосредственной близости от радиальных каналов 22 входного коллектора 5 камеры сгорания 1 обеспечивает минимальный участок застойной зоны горючего, а выполнение перегородки V-образного профиля еще и способствует охлаждению внешней части его стенки 30 горючим, поступающим по продольным каналам 20 в тракте охлаждения 2 сопла 8. Причем, вдоль одних сторон продольных радиальных ребер 28 горючее охлаждения камеры сгорания 1 движется в одну сторону, а вдоль других сторон продольных радиальных ребер 28 горючее охлаждения сопла 8 движется в другую сторону. Оба потока горючего подвержены нагреву, но усредненная температура продольного ребра, как омываемая горючим с разной температурой, близка к одинаковой на всем протяжении подколлекторной стенки 37 тракта охлаждения 2 сопла 8 и подколлекторной стенки 38 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1.

Аналогично приведенной выше схеме движения горючего по участку подколлекторной стенки 38 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1, происходит движение горючего по участку подколлекторной стенки 37 тракта охлаждения 2 сопла 8. По мере движения из входного коллектора 12 сопла 8 в радиальных каналах 21 и далее горючее попадает только в продольные каналы 20 тракта охлаждения 2 сопла 8, чему способствуют поперечные прерывистые участки 18 поперечных перемычек 4, выполненные в подколлекторной стенке 37 тракта охлаждения 2 сопла 8, охлаждая подколлекторную стенку 37 тракта охлаждения 2 сопла 8 и продольные радиальные ребра 29 (с одной стороны), далее смешивается с такими же потоками горючего в соседних продольных каналах и по продольным каналам 20 поступает в выходной коллектор 14 сопла 8. Расположение внутренних частей V-образных профилей 24 поперечных перегородок под крайними радиальными каналами 22 и в непосредственной близости от радиальных каналов 21 входного коллектора 12 сопла 8 обеспечивает минимальный участок застойной зоны горючего, а выполнение перегородки V-образного профиля еще и способствует охлаждению внешней части его стенки 30 горючим, поступающим по продольным каналам 19 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1. Причем, вдоль одних сторон продольных радиальных ребер 29 горючее охлаждения сопла 8 движется в одну сторону, а вдоль других сторон продольных радиальных ребер 29 горючее охлаждения камеры сгорания 1 движется в другую сторону. Оба потока горючего подвержены нагреву, но усредненная температура продольного радиального ребра 29, как омываемая горючим с разной температурой, близка к одинаковой на всем протяжении подколлекторной стенки 37 тракта охлаждения 2 сопла 8 и подколлекторной стенки 3 8 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1.

За счет такой конструкции камеры пониженная и равномерная температура стенки, продольных радиальных ребер 28 и 29 и поперечных прерывистых перемычек 4 достигается при меньшей скорости течения горючего в продольных каналах 19 тракта охлаждения 2 камеры сгорания 1 и продольных каналах 20 тракта охлаждения 2 сопла 8, что позволит снизить гидравлическое сопротивление горючего в тракте охлаждения 2.

Применение предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков, снижение гидравлического сопротивления тракта охлаждения за счет снижения температуры сопла в зоне поперечных перемычек, снижения температурной неравномерности стенки сопла и камеры сгорания.

Изобретение относится к ракетной технике. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая камеру сгорания, снабженную трактом охлаждения с продольными каналами с поперечными перемычками, входным для подвода недостающего в газогенераторе компонента коллектором за минимальным сечением по направлению к срезу сопла, и выходным коллектором, размещенным у смесительной головки и соединенным трубопроводом с входным коллектором тракта охлаждения с продольными каналами и поперечными перемычками сопла, выходным коллектором тракта охлаждения последнего соединенным трубопроводом со смесительной головкой, при этом участки поперечных перемычек в зоне сопряжения входных коллекторов сопла и камеры сгорания выполнены прерывистыми и размещены поочередно между продольными каналами в окружном направлении, входной коллектор сопла размещен между минимальным сечением сопла и входным коллектором тракта охлаждения камеры сгорания, а продольные каналы трактов охлаждения камеры сгорания и сопла в зоне сопряжения с входными коллекторами соединены у поперечных перемычек поочередно радиальными каналами с одноименными входными коллекторами. Стенки прерывистых поперечных перемычек в зоне сопряжения входных коллекторов в радиальном направлении выполнены V-образного профиля и ориентированы вершинами в обратных от радиальных каналов направлениях. Изобретение обеспечивает снижение гидравлического сопротивления тракта охлаждения за счет снижения температуры сопла в зоне поперечных перемычек и снижения температурной неравномерности стенки сопла и камеры сгорания, а также снижение входного давления горючего на входе в тракт охлаждения и снижение массы сопла и камеры. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая камеру сгорания, снабженную трактом охлаждения с продольными каналами с поперечными перемычками, входным для подвода недостающего в газогенераторе компонента коллектором за минимальным сечением по направлению к срезу сопла, и выходным коллектором, размещенным у смесительной головки и соединенным трубопроводом с входным коллектором тракта охлаждения с продольными каналами и поперечными перемычками сопла, выходной коллектор тракта охлаждения последнего соединен трубопроводом со смесительной головкой, отличающаяся тем, что в ней участки поперечных перемычек в зоне сопряжения входных коллекторов сопла и камеры сгорания выполнены прерывистыми и размещены поочередно между продольными каналами в окружном направлении, входной коллектор сопла размещен между минимальным сечением сопла и входным коллектором тракта охлаждения камеры сгорания, а продольные каналы трактов охлаждения камеры сгорания и сопла в зоне сопряжения с входными коллекторами соединены у поперечных перемычек поочередно радиальными каналами с одноименными входными коллекторами.

2. Камера жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что стенки прерывистых поперечных перемычек в зоне сопряжения входных коллекторов в радиальном направлении выполнены V-образного профиля и ориентированы вершинами в обратных от радиальных каналов направлениях.