МЕХАНИЗМ ПИТАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2022 года по МПК F02K9/70 

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на твердом дисперсном сыпучем топливе.

Применение сыпучего ракетного топлива позволяет решить задачу отбрасывания в полете, по мере расходования топлива, частей конструкции бортового топливохранилища (бункера) и использования отбрасываемых частей для обмениваемой абляционной теплозащиты рабочей камеры ракетного двигателя. Это существенно увеличивает конечную скорость ракеты, которую возможно достигнуть в одной ступени, снижает порог минимальной массы ракетоносителя по условию экономичности вывода на орбиту полезной нагрузки, а также многократно увеличивает рабочий ресурс ракетного двигателя, позволяя создавать ракетные системы многоразового использования.

Наметившееся развитие ракетной техники в данном направлении требует решения множества технических проблем. В частности проблема подачи сыпучего топлива в камеру сгорания (или просто - в рабочую камеру) ракетного двигателя (далее РД) решается с помощью шлюзового механизма. Наиболее предпочтительным по простоте и производительности является шлюзовый механизм питания, выполненный в виде снабженного приводом вращения ротора с распределенными по его периферии ячейками (см. например Пат. РФ №2319653., опубл. 2008.03.20, заявка №2005136776).

Недостатками шлюзового механизма питания известной конструкции в применении к ракетному двигателю сыпучего топлива являются: а) значительная высота шлюзового механизма, существенно увеличивающая габаритные осевые размеры ракетного двигателя,

б) недостаточное экранирование стенок камеры сгорания потоком сыпучего топлива, поступающего из механизма питания.

в) асимметричность распределения потока сыпучего топлива на входе в рабочую камеру двигателя.

Целью изобретения является устранение вышеперечисленных недостатков механизма питания ракетного двигателя.

Предлагается механизм питания ракетного двигателя, содержащий снабженный приводом вращения ротор с распределенными по его периферии ячейками. Цель изобретения достигается тем, что механизм питания содержит несколько роторов, распределенных по периферии днища рабочей камеры ракетного двигателя. Причем днище рабочей камеры снабжено теплоотводом, выполненным в виде тепловой трубки, состоящей из вакуумированной камеры с жидкостью и капиллярного насоса. Тепловая трубка выравнивает распределение температуры по поверхности днища и передает тепло в поток сыпучего топлива, поступающего к механизму питания. Потоки сыпучего топлива, покидающие ячейки ротора тангенциально к окружности вращения каждого ротора, будут сходиться к оси рабочей камеры двигателя, перекрывая собой практически все поперечное сечение рабочей камеры и экранируя таким образом днище рабочей камеры от излучения зоны горения, которая располагается ниже по потоку. Потоки сыпучего топлива располагаются симметрично относительно оси рабочей камеры что повышает качество процессов горения. За счет увеличения числа роторов, требуемая производительность механизма питания достигается при меньшем диаметре роторов, что уменьшает высоту механизма питания и, соответственно, - осевые габариты ракетного двигателя.

Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием примера выполнения и двумя фигурами.

На фиг. 1 изображен предлагаемый механизм питания в разрезе.

На фиг. 2 изображен разрез плоскостью А-А, показанной на фиг. 1.

Предлагаемый механизм питания РД содержит несколько (в данном случае восемь) роторов 1 с распределенными по периферии каждого ротора ячейками 2. Роторы 1, в свою очередь, распределены по периферии днища 3 рабочей камеры 4 двигателя. При этом оси роторов 1 располагаются по касательной к окружности и соединены между собой с помощью муфт 5 в кольцо. При этом плоскости вращения всех роторов 1 оказываются параллельными оси рабочей камеры двигателя. В частности, средняя плоскость каждого ротора проходит через ось симметрии двигателя. Муфты 5 могут быть выполнены например по схеме шарниров равных угловых скоростей (т.н.з. ШРУС-ов). В одной из точек к указанной трансмиссионной цепи присоединен, например посредством червячной передачи, электродвигатель 6 с управляемой скоростью вращения. Каждый из роторов 1 имеет минимально возможный зазор со стенками корпуса 7 механизма питания, что необходимо для минимизации утечки газов из рабочей камеры двигателя, находящейся при работе под давлением в несколько десятков атмосфер (70 и более атм.). Днище 3 рабочей камеры соединяется с конической обечайкой 8 рабочей камеры посредством клинообразных перемычек 9, расположенных между соседними роторами 1. В данном варианте выполнения РД внутренняя поверхность обечайки 8 заэкранирована лентами 10, выполняющими функцию непрерывно обмениваемой теплозащиты стенок рабочей камеры. Ленты 10 пропущены с малым зазором через щели 11, образованные конической обечайкой 8 и конической отбортовкой 12 корпуса механизма питания. Причем указанные конические поверхности соединены между собой силовыми перемычками 13, рабочее сечение которых распределено вдоль образующей конуса. Это позволяет расположить соседние ленты 10 с минимальным зазором между собой. Хотя днище 3 и экранировано потоками топлива, оно все равно нуждается в теплоотводе, который может быть выполнен в виде тепловой трубки, состоящей из вакуумированной камеры 14 с небольшим количеством жидкости и капиллярного насоса 15. Тепло при этом будет передаваться через стенки камеры 14 к сыпучему топливу в бункере 16.

Работает предлагаемый механизм питания следующим образом. Сыпучее топливо, находящееся в бункере 16 самотеком заполняет ячейки 2 ротора 1. Далее, при синхронном вращении всех роторов в направлении, указанном стрелками «а» на фиг.1, переносится в зону высокого давления. Дойдя до окна 17 в корпусе механизма, сыпучее топливо выбрасывается под действием центробежных сил в рабочую камеру 4 двигателя, двигаясь преимущественно по касательной к окружности вращения соответствующего ротора. При этом струи «b» сыпучего топлива сталкиваются между собой у оси камеры и изменяют свое преимущественно радиальное направление на преимущественно осевое, направленное под действием тяги двигателя вниз. При этом струи топлива перекрывают поток излучения из расположенной ниже зоны горения, загораются от этого потока излучения и т.о. утилизируют тепло, предотвращая нагрев днища 3 рабочей камеры, которое не может быть защищено лентами 10. При этом также предотвращается возможность передачи горения в бункер, т.к. ротор 1 экранируется сплошным потоком свежего сыпучего топлива, и загоревшиеся частицы топлива, в виду достаточно высокой плотности потока свежего топлива не могут его пересечь и попасть в канал возвратного движения ячеек 2 ротора 1. Другим преимуществом предлагаемого механизма питания является возможность сократить высоту не только механизма питания, но и рабочей камеры, которая может быть уменьшена за счет увеличения диаметра днища 3, без возникновения проблем с отводом тепла от днища.

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Механизм питания ракетного двигателя содержит снабженный приводом вращения ротор с распределенными по его периферии ячейками, при этом он содержит несколько роторов, распределенных по периферии днища рабочей камеры ракетного двигателя, при этом днище рабочей камеры снабжено теплоотводом, выполненным в виде тепловой трубки, состоящей из вакуумированной камеры с жидкостью и капиллярного насоса. Изобретение обеспечивает экранирование днища рабочей камеры от излучения зоны горения, повышение качества процессов горения, а также уменьшение осевых габаритов двигателя. 2 ил.

Механизм питания ракетного двигателя, содержащий снабженный приводом вращения ротор с распределенными по его периферии ячейками, отличающийся тем, что он содержит несколько роторов, распределенных по периферии днища рабочей камеры ракетного двигателя, при этом днище рабочей камеры снабжено теплоотводом, выполненным в виде тепловой трубки, состоящей из вакуумированной камеры с жидкостью и капиллярного насоса.