СТЕНКА КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2023 года по МПК F02K9/64 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению и может быть использовано при изготовлении камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Создание ЖРД с предельно высокими энергетическими выходными характеристиками неразрывно связано с организацией надежного охлаждения стенки камеры. Обеспечение надежного охлаждения осуществляется с помощью наружного регенеративного охлаждения и внутреннего в виде различных поясов завесы или создания защитного пристеночного слоя в камере с пониженным соотношением компонентов топлива.

Для двигателей больших тяг до ~100 тс и выше этих мероприятий по организации надежного охлаждения одним компонентом вполне достаточно. Но для двигателей ~40 тс и меньше для снятия с камеры высоких тепловых потоков приходится использовать оба компонента топлива.

Известна конструкция камеры ЖРД Д57 фирмы «Люлька-Сатурн», описанная в «Двигатели 1944-2006. Авиационные, ракетные, морские, промышленные» МООО «АКС Конверсия 2000» стр. 116, в котором часть камеры охлаждается горючим (водородом), а сверхзвуковая часть камеры охлаждается окислителем (кислородом).

Конструкция имеет существенные недостатки:

- увеличивается масса камеры из-за необходимости иметь дополнительное количество коллекторов, перепускных и подводных магистралей;

- непосредственно с камеры сгорания, даже с выполнением всех мероприятий по охлаждению, (регенеративное охлаждение, внутреннее охлаждения в виде завесы или пристеночного слоя с пониженным соотношением компонентов топлива, применение теплозащитного покрытия) при высоком давлении в камере не удается снять предельно высокие тепловые потоки.

Кроме того, задача охлаждения камеры существенно усложняется при работе двигателя на компонентах топлива кислород + керосин, что может привести к перегреву и разложению керосина и, как следствие, к прогару стенки камеры.

Наиболее близким аналогом является способ охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в том, что в наиболее теплонапряженных участках тракта охлаждения камеры на дополнительной наружной оболочке выполнены дополнительные каналы охлаждения, через которые пропускают окислитель. (Патент RU 2388924 С1, 17.12.2008 - прототип).

Прототип имеет существенные недостатки.

Допустимая температура поверхности внутренней оболочки со стороны продуктов сгорания для бронзового сплава составляет ~970÷990 K. На поверхности внутренней оболочки со стороны охладителя температура (после перепада по толщине оболочки) равна ~150÷250 K. Температура охладителя по высоте тракта охлаждения изменяется и будет у оболочки наружной еще ниже. Поэтому эффект от расположения второго тракта охлаждения будет несущественным.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение является получение предельно высоких энергомассовых характеристик за счет снятия предельно высоких тепловых потоков непосредственно в камере сгорания, используя оба компонента топлива, и передачи дополнительного теплового потока другому компоненту топлива за счет расположения каналов охлаждения наружной оболочки в каналах охлаждения внутренней оболочки и выполнения оребрения между каналами охлаждения в оболочках.

Данный технический результат достигается с помощью стенки камеры ЖРД, содержащей наружную оболочку и внутреннюю оболочку с ребрами, с помощью которых оболочки сопряжены друг с другом, а согласно изобретению в наружной оболочке выполнены каналы охлаждения, которые расположены между ребрами внутренней оболочки, с образованием охлаждающих каналов внутренней оболочки. Наружная и внутренняя оболочки дополнительно сопряжены друг с другом с помощью радиальных перемычек между стенкой внутренней оболочки и каналами охлаждения наружной оболочки, а также с помощью тангенциальных перемычек между ребрами внутренней оболочки и каналами охлаждения наружной оболочки. Кроме того, внутренняя оболочка выполнена из материала с более высокой теплопроводностью относительно материала наружной оболочки.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой поперечного сечения цилиндрической стенки камеры, показанной на фиг. 1, где:

1 - стенка внутренней оболочки с ребрами 2 и тангенциальными перемычками 3;

4 - каналы охлаждения внутренней оболочки;

5 - наружная оболочка;

6 - каналы охлаждения наружной оболочки 5;

7 - радиальные перемычки.

Стенка камеры работает следующим образом. По соответствующим командам один компонент поступает на охлаждение в каналы 4 внутренней оболочки с ребрами 2, тангенциальными 3 и радиальными перемычками 7 в одном направлении; другой компонент топлива поступает в каналы охлаждения 6 наружной оболочки 5 в противоположном направлении.

Высокая теплопроводность внутренней оболочки обеспечивает передачу большого количества тепла в каналы охлаждения наружной оболочки.

При такой конструкции стенки будет максимальный тепловой поток от одного компонента топлива через радиальные и тангенциальные перемычки с высокой теплопроводностью и стенки каналов наружной оболочки передаваться другому компоненту топлива.

Предложенная конструкция стенки камеры жидкостного ракетного двигателя позволяет максимально решить задачу охлаждения камеры сгорания по снятию предельно высоких тепловых потоков и обеспечить ее надежную работу.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при изготовлении камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Камера ЖРД, содержащая наружную оболочку и внутреннюю оболочку с ребрами, с помощью которых оболочки сопряжены друг с другом, согласно изобретению в наружной оболочке выполнены каналы охлаждения, которые расположены между ребрами внутренней оболочки, с образованием охлаждающих каналов внутренней оболочки. Наружная и внутренняя оболочки дополнительно сопряжены друг с другом с помощью радиальных перемычек между стенкой внутренней оболочки и каналами охлаждения наружной оболочки, а также с помощью тангенциальных перемычек между ребрами внутренней оболочки и каналами охлаждения наружной оболочки. Кроме того, внутренняя оболочка выполнена из материала с более высокой теплопроводностью относительно материала наружной оболочки. Изобретение обеспечивает повышение энергомассовых характеристик за счет снятия предельно высоких тепловых потоков в камере сгорания, используя оба компонента топлива. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Стенка камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащая наружную оболочку и внутреннюю оболочку с ребрами, с помощью которых оболочки сопряжены друг с другом, отличающаяся тем, что в наружной оболочке выполнены каналы охлаждения, которые расположены между ребрами внутренней оболочки, с образованием охлаждающих каналов внутренней оболочки.

2. Стенка камеры жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что наружная и внутренняя оболочки дополнительно сопряжены друг с другом с помощью радиальных перемычек между стенкой внутренней оболочки и каналами охлаждения наружной оболочки.

3. Стенка камеры жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что наружная и внутренняя оболочки дополнительно сопряжены друг с другом с помощью тангенциальных перемычек между ребрами внутренней оболочки и каналами охлаждения наружной оболочки.

4. Стенка камеры жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что внутренняя оболочка выполнена из материала с более высокой теплопроводностью относительно материала наружной оболочки.