Жидкостный ракетный двигатель Советский патент 1992 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостнчх ракетных двигателях (ЖРД) многоразового использования.

Известен ЖРД с регенеративной системой охлаждения камеры, внутри каждого канала охлаждения которой выполнено по меньшей мере одно выступающее ребро, предназначенное для усиления теплоотво- да от стенки камеры 1.

Однако это техническое решение не позволяет устранить появление термических напряжений во внутренней стенке камеры, вызванных изменением теплового состояния стенок камеры при регулировании двигателя по тяге и соотношению компонентов.

Наиболее близким по технической сути к предлагаемому изобретению является ЖРД, содержащий охлаждаемую камеру, состоящую из сопла, камеры сгорания и смесительной головки, турбонасосный агрегат, регулятор соотношения компонентов, установленный в магистрали подвода охлаждающего компонента к камере 2.

Хотя в данном двигателе обеспечивается приемлемый тепловой режим работы камеры за счет охлаждения ее компонентой, однако во внутренней стенке камеры возникают термические напряжения, вызванные изменением теплового режима работы камеры при изменении тяги и соотношения компонентов. В результате совместного деформирования стенок камеры в их материале возникают большие термические напряжения, увеличивающие долю накапливаемых за каждый цикл изменения режима работы двигателя повреждений, что приводит к уменьшению ресурса камеры и снижению ее надежности.

Целью изобретения является повышение надежности камеры путем снижения термических напряжений в ее стенках.

Поставленная цель достигается тем, что двигатель снабжен дополнительной магистралью с установленным в ней регулятором расхода, сообщающей выход из регулятора соотношения компонентов со смесительной головкой камеры.

Регулятор, установленный в дополнительной магистрали, является по своей сути независимым каналом управления тепловым состоянием камеры, позволяющим уменьшить термические напряжения в стенках камеры, что устраняет циклические на- гружения конструкции камеры и повышает ее надежность.

На чертеже изображена схема предложенного двигателя.

Двигатель содержит охлаждаемую камеру 1, содержащую сопло 2, камеру сгорания 3 и смесительную головку 4, турбонасосный агрегат, включающий газогенератор 5, турбину б, насос окислителя 7, насос горючего 8, регулятор 9 тяги, установленный в магистрали 10, регулятор соотношения компонентов 11, установленный в магистрали

12подвода горючего на охлаждение камеры 1, и дополнительную магистраль 13 с установленным в ней регулятором расхода 14,

сообщающую выход из регулятора соотношения компонентов 11 со смесительной головкой 4.

При работе двигателя команды от системы управления выполняются регуляторами тяги 9 и соотношения компонентов 11, при этом изменяются расходы и температура потоков продуктов сгорания в камере и охлаждающего компонента в тракте охлаждения 15 камеры 1, что приводит к изменению температур стенок камеры. В этот момент включается в работу регулятор расхода 14 в дополнительной магистрали 13, который по командам системы управления перепускает часть охлаждающего компонента в смесительную головку 4, минуя тракт охлаждения 15 камеры 1. Изменение расхода через дополнительную магистраль

13приводит к изменению расхода компонента в каналах тракта охлаждения 15, в

результате чего изменяется тепловой поток в конструкцию камеры, что стабилизирует тепловое и напряженное состояние камеры, благодаря чему уменьшаются скачки термических напряжений во внутренней стенке

камеры.

Предлагаемое изобретение позволит снизить термические напряжения в стенках камеры и, соответственно, повысить надежность ЖРД.

С наибольшим эффектом предлагаемый двигатель может быть использован в двигательных установках многоразового применения.

Формула изобретения

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий охлаждаемую камеру, состоящую из сопла, камеры сгорания и смесительной головки, турбонасосный агрегат, регулятор тяги и регулятор соотношения компонентов, установленный в магистрали подвода охлаждающего компонента в камере, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности путем снижения термических напряжений в стенках камеры, он снабжен дополнительной магистралью с установленным в ней регулятором расхода, сообщающей выход из регулятора соотношения компонентов со смесительной головкой.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Цель изобретения - повышение надежности камеры двигателя 6 / путем снижения термических напряжений в ее стенках. Двигатель содержит камеру 1, состоящую из сопла 2, камеры сгорания 3 и смесительной головки 4, турбонасосный агрегат, регулятор тяги 9, установленный в магистрали 10, регулятор соотношения компонентов 11, установленный в магистрали 12 подвода горючего на охлаждение камеры 1, дополнительную магистраль 13с установленным в ней регулятором расхода 14, сообщающую выход из регулятора 10 со смесительной головкой 4. При работе двигателя, изменяя регулятором 14 расход компонента через магистраль 13, обеспечивают стабилизацию теплового и напряженного состояния конструкции камеры 1. 1 ил. 7 3 ч Х4 1 S о