Элемент ракетного двигателя и способ изготовления такого элемента ракетного двигателя

Элемент ракетного двигателя и способ изготовления такого элемента ракетного двигателя

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к элементу жидкостного ракетного двигателя, имеющего несущую стенку со множеством охлаждающих каналов, а также к способу изготовления такого элемента.

Во время работы ракетного двигателя стенка таких его элементов, как сопло или камера сгорания, подвергается воздействию исключительно высоких напряжений, возникающих в них из-за большого перепада температур, меняющихся от очень высокой внутренней температуры (порядка 800 К) до очень низкой наружной температуры (порядка 50 К). Такая высокая тепловая нагрузка предъявляет очень жесткие требования к выбору материала, конструкции и технологии изготовления стенок таких элементов ракетного двигателя, как сопло или камера сгорания. Обязательным условием нормальной работы двигателя является эффективное охлаждение стенки сопла или камеры сгорания.

При разработке конструкции охлаждаемых стенок указанных выше элементов ракетного двигателя, способных надежно выдерживать в течение продолжительного времени воздействие протекающей через них и разгоняющейся струи раскаленного газа, приходится решать достаточно серьезные проблемы. Известные в настоящее время решения не обеспечивают необходимой долговечности двигателя и сохранения его работоспособности в течение большого количества рабочих циклов. Подобные решения раскрыты в патенте US 3897316, а также в патенте US 5375325 (ближайший аналог изобретения), где описан элемент жидкостного ракетного двигателя, имеющий несущую нагрузку стенку со множеством охлаждающих каналов, наружная поверхность которой образована оболочкой из листового металла, к которой в продольном направлении крепятся охлаждающие каналы. В известном из US 5375325 элементе жидкостного ракетного двигателя, представляющем собой стенку сопла, охлаждающие каналы закрыты внутренней облицовкой из теплопроводного материала, которая, однако, выполнена по форме "мешка". Охлаждаемые стенки сопел или камер сгорания известного из US 5375325 ракетного двигателя, а также других существующих двигателей не только подвержены воздействию высоких тепловых напряжений и отличаются значительным падением давления в системе охлаждения, но и, кроме того, сложны в ремонте.

В основу настоящего изобретения была положена задача разработать элемент ракетного двигателя с уменьшенной тепловой нагрузкой на несущую нагрузку стенку.

Поставленная в изобретении задача решается с помощью предлагаемого в нем элемента ракетного двигателя, отличающегося тем, что его несущая нагрузку стенка покрыта нанесенным на оболочку слоем обладающего высокой теплопроводностью материала, который образует по существу непрерывную поверхность контакта, идущую по оболочке от стенки одного охлаждающего канала к стенке соседнего с ним охлаждающего канала, и который по меньшей мере частично окружает стенки охлаждающих каналов.

Предлагаемое в изобретении решение позволяет изготовить элемент ракетного двигателя, способный работать при высоком давлении и обладающий большим сроком службы при циклических нагрузках и оптимальном соотношением площадей.

В предпочтительном варианте конструкции предлагаемого в изобретении элемента жидкостного ракетного двигателя обладающий высокой теплопроводностью материал нанесен на внутреннюю поверхность стенки и может заполнять промежуток между охлаждающими каналами, контактируя со стенками двух соседних охлаждающих каналов и соединяя их друг с другом.

Обладающий высокой теплопроводностью материал может быть нанесен на обращенную внутрь элемента поверхность стенок охлаждающих каналов или, в виде слоя, на наружную поверхность стенки.

В состав обладающего высокой теплопроводностью материала может входить медь и/или серебро.

Объектом изобретения является также способ изготовления элемента жидкостного ракетного двигателя, согласно которому из множества расположенных рядом друг с другом охлаждающих каналов, образующих по меньшей мере часть стенки элемента, которые крепятся в продольном направлении изнутри к оболочке из листового металла, изготавливают стенку элемента и эту изготовленную стенку покрывают слоем материала, у которого теплопроводность выше теплопроводности материала стенки, и который контактирует со стенками двух соседних охлаждающих каналов и соединяет их между собой, по меньшей мере частично окружая стенки охлаждающих каналов.

Нанесение обладающего высокой теплопроводностью материала на стенку может осуществляться методом плавления, пайкой, литьем или спеканием с помощью лазера.

Ниже изобретение более подробно рассмотрено на примере некоторых, не ограничивающих его объем вариантов его возможного осуществления со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:

на фиг.1 - схематичное изображение в аксонометрической проекции сопла ракетного двигателя с выполненной в соответствии с настоящим изобретением стенкой,

на фиг.2 - часть стенки сопла, выполненной по первому варианту, в сечении плоскостью А-А по фиг.1 и

на фиг.3 - аналогичное показанному на фиг.2 поперечное сечение выполненной по второму варианту стенки сопла с расположенными на входе в сопло охлаждающими каналами.

На фиг.1 схематично и в несколько упрощенной аксонометрической проекции показан элемент жидкостного ракетного двигателя предлагаемой в настоящем изобретении конструкции, представляющий собой стенку выхлопного сопла 10. Такое сопло предназначено для использования в ракетных двигателях, работающих на жидком топливе, например на жидком водороде. Принцип действия таких двигателей хорошо известен и поэтому не требует подробного описания. Сопло 10 охлаждается охладителем, который предпочтительно в некоторых типах ракетных двигателей используется также в качестве топлива. Изобретение, однако, не ограничено только выхлопными соплами указанного типа и может быть использовано при разработке конструкции камер сгорания и других устройств с выбросом охладителя после его использования для охлаждения.

Предлагаемое в изобретении выхлопное сопло ракетного двигателя по существу имеет колоколообразную форму. Имеющее такую форму сопло 10 представляет собой тело вращения с изменяющимся вдоль его оси диаметром поперечного сечения.

Стенка сопла имеет множество расположенных рядом друг с другом трубчатых охлаждающих каналов 11, проходящих по существу параллельно продольной оси сопла от входного конца 12 сопла до его выходного конца 13. Наружная поверхность стенки сопла образована сплошным металлическим листом (оболочкой) 14. Трубы с охлаждающими каналами 11 согнуты в продольном направлении по форме сопла и приварены к его наружной оболочке. Крепление охлаждающих труб к оболочке предпочтительно выполняют снаружи лазерной сваркой. В окончательно собранном виде охлаждающие трубы и наружная оболочка образуют герметичное сопло, в котором все сварные швы расположены на холодной стороне стенки.

Охлаждающие каналы 11 в варианте, показанном на фиг.2 и 3, образованы круглыми трубами 15 с разным по длине трубы поперечным сечением. В качестве охлаждающих труб 15 обычно используют бесшовные трубы с меньшим на входном конце 12 сопла поперечным сечением.

На фиг.2 показано поперечное сечение участка стенки предлагаемого в изобретении сопла. Изнутри стенка сопла покрыта теплопроводным материалом 17, повышающим эффективность передачи тепла от наружной оболочки 14 к трубам 15. Наличие такого теплопроводного материала увеличивает площадь наружной поверхности каждой трубы 15, через которую отбираемое от оболочки тепло передается охладителю, и позволяет при том же количестве охлаждающих каналов увеличить диаметр охлаждаемой поверхности сопла. При этом сами охлаждающие каналы могут иметь сравнительно небольшое поперечное сечение, позволяющее в свою очередь увеличить давление охладителя. Предлагаемое в изобретении сопло, в котором промежутки между охлаждающими трубами полностью заполнены теплопроводным материалом, например медью или серебром, может работать при очень высоких давлениях и отличается большим соотношением площадей. Теплопроводным материалом покрывают всю внутреннюю поверхность наружной оболочки стенки в промежутках между приваренными к ней охлаждающими трубами 15.

Теплопроводный материал наносят на внутреннюю поверхность сопла либо пайкой, либо лазерным спеканием. Заполнение промежутков между охлаждающими каналами теплопроводным материалом позволяет увеличить расстояние между охлаждающими трубами и, не увеличивая поперечного сечения охлаждающих труб, которые должны выдерживать необходимое давление, увеличить соотношение площадей сопла.

На фиг.3 показан второй вариант выполнения предлагаемого в настоящем изобретении сопла, которое изготовлено не с применением описанных выше круглых труб 15, а с применением профилей с U-образным поперечным сечением. Эти профили имеют переменную по длине площадь поперечного сечения и переменную толщину стенки. Профили изготавливают прессованием из полос листового металла. Обычно для изготовления профилей используют обладающий необходимой прочностью и технологичностью листовой металл из нержавеющей стали и суперсплавов. Подверженные воздействию больших тепловых нагрузок части элемента ракетного двигателя, изготовленные из таких обладающих сравнительно низкой теплопроводностью металлов, имеют небольшой срок службы. Для повышения срока службы сопла в изобретении предлагается использовать теплопроводный материал 17, который уменьшает площадь подверженной непосредственному воздействию горячих газов поверхности стенки сопла. Обладающий высокой теплопроводностью материал распределяет тепло по наружной поверхности профиля и увеличивает нагреваемую теплом горячих газов часть поверхности профиля. Предлагаемые в настоящем изобретении решения позволяют по отдельности или в совокупности уменьшить тепловую нагрузку на единицу площади профиля. На практике в предлагаемом в изобретении сопле с изготовленными из профилей охлаждающими каналами тепловая нагрузка на охлаждающие каналы снижается на 20-30% и распределяется на сравнительно большой (порядка 50%) части площади поверхности охлаждающих каналов.

Теплопроводным материалом покрывают не только внутреннюю поверхность оболочки в промежутках между соседними охлаждающими трубами 15, но и наружную поверхность стенок охлаждающих каналов, обращенную внутрь сопла 10. Кроме того, слоем 19 теплопроводного материала покрывают и наружную поверхность стенки сопла.

Обычно толщина профиля меняется в соответствии с длиной сопла. Путем изменения поверхности или толщины профиля можно также повысить эффективность охлаждения стенки сопла или более равномерно распределить возникающие в профиле напряжения. Теплопроводный материал 17 имеет достаточно большую толщину и полностью закрывает приваренные к наружной оболочке профили 18. Предлагаемое в изобретении сопло не только изнутри, но и снаружи покрыто нанесенным на наружную поверхность оболочки слоем 19 теплопроводного материала, например меди.

Описанные выше стенки сопла можно изготовить из обычных материалов, используемых при изготовлении труб ракетных двигателей, в частности из нержавеющей стали или сплавов на основе никеля.

Предлагаемое в изобретении решение позволяет за счет снижения тепловой нагрузки уменьшить стоимость выступающей части сопла.

Стенка предлагаемого в настоящем изобретении сопла, выполненная в форме симметричного тела вращения, сама по себе обладает достаточной жесткостью и при необходимости допускает возможность простого крепления к ней специальных элементов жесткости.

Ниже рассмотрен способ изготовления предлагаемого в изобретении элемента ракетного двигателя. Стенку такого элемента (сопла) изготавливают из множества вытянутых в длину элементов, а именно труб 15 с охлаждающими каналами или профилей 18, расположенных по существу параллельно рядом друг с другом на всей длине сопла от его первого конца 12 до второго конца 13. Все трубы или профили крепятся изнутри сваркой к оболочке из листового металла и вместе с ней образуют стенку сопла. В изготовленном таким способом элементе ракетного двигателя наружная поверхность образована оболочкой, изготовленной из листового металла.

Сваренную из труб и наружной оболочки стенку сопла затем покрывают материалом 17, теплопроводность которого больше теплопроводности наружной изготовленной из листового металла оболочки 14 и приваренных к ней труб 15. Теплопроводным материалом 17 покрывают внутреннюю поверхность стенки 14, 15. Покрывающий внутреннюю поверхность стенки теплопроводный материал 17 заполняет промежутки между охлаждающими каналами 11, находится в контакте со стенками двух соседних охлаждающих каналов 15 и соединяет их друг с другом.

Наносить покрытие из теплопроводного материала на стенку можно различными путями. В предпочтительном варианте используют теплопроводный материал в виде порошка, который с помощью лазера спекают на поверхности стенки. При этом сначала промежуток между соседними вытянутыми в длину элементами заполняют первым слоем порошка, на который затем воздействуют лазерным излучением. После этого на спеченный первый слой порошка насыпают второй слой порошка, который затем спекают, воздействуя на него лазерным излучением. Процесс последовательного послойного покрытия внутренней поверхности стенки теплопроводным материалом продолжают по мере необходимости с постепенным увеличением до заданной величины толщины покрывающего стенку слоя теплопроводного материала. Нанесение на внутреннюю поверхность стенки слоя теплопроводного материала спеканием лазером особенно эффективно при изготовлении элемента ракетного двигателя, поперечное сечение стенки которого показано на фиг.3, поскольку лазерное излучение может свободно пройти до изготовленной из листового металла оболочки между соседними вытянутыми в длину профилями.

Наносить теплопроводный материал на стенку предлагаемого в изобретении элемента ракетного двигателя можно и другими методами, позволяющими расплавить металл, например, пайкой или литьем.

Изобретение не ограничено рассмотренными выше вариантами и предполагает возможность внесения в них различных изменений и усовершенствований, не нарушающих основной идеи изобретения и не выходящих за объем приведенной ниже формулы изобретения. Предлагаемую в изобретении охлаждаемую стенку можно, например, использовать в двигателях с внешним расширением, в частности в круговых и линейных аэрокосмических двигателях.

1. Элемент (10) жидкостного ракетного двигателя, имеющий несущую нагрузку стенку (14, 15) со множеством охлаждающих каналов (11), наружная поверхность которой образована оболочкой (14) из листового металла, к которой в продольном направлении крепятся охлаждающие каналы (11), отличающийся тем, что несущая нагрузку стенка (14, 15) покрыта нанесенным на оболочку (14) слоем обладающего высокой теплопроводностью материала (17), который образует, по существу, непрерывную поверхность контакта, идущую по оболочке (14) от стенки одного охлаждающего канала к стенке соседнего с ним охлаждающего канала, и который по меньшей мере частично окружает стенки охлаждающих каналов (11).

2. Элемент жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) нанесен на внутреннюю поверхность стенки (14, 15).

3. Элемент жидкостного ракетного двигателя по п.1 или 2, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) заполняет промежуток между охлаждающими каналами (11).

4. Элемент жидкостного ракетного двигателя по п.3, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) контактирует со стенками двух соседних охлаждающих каналов (15) и соединяет их друг с другом.

5. Элемент жидкостного ракетного двигателя по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) нанесен на обращенную внутрь элемента (10) поверхность стенок охлаждающих каналов.

6. Элемент жидкостного ракетного двигателя по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) нанесен в виде слоя (19) на наружную поверхность стенки (14, 15).

7. Элемент жидкостного ракетного двигателя по любому из пп.1-6, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) содержит медь.

8. Элемент жидкостного ракетного двигателя по любому из пп.1-6, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) содержит серебро.

9. Элемент жидкостного ракетного двигателя по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) нанесен на стенку пайкой.

10. Элемент жидкостного ракетного двигателя по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) нанесен на стенку спеканием с помощью лазера.

11. Способ изготовления элемента (10) жидкостного ракетного двигателя, отличающийся тем, что из множества расположенных рядом друг с другом охлаждающих каналов (15), образующих по меньшей мере часть стенки элемента, которые крепятся в продольном направлении изнутри к оболочке (14) из листового металла, изготавливают стенку элемента и эту изготовленную стенку (14, 15) покрывают слоем материала, у которого теплопроводность выше теплопроводности материала стенки (14, 15) и который контактирует со стенками двух соседних охлаждающих каналов (15) и соединяет их между собой, по меньшей мере частично окружая стенки охлаждающих каналов (11).

12. Способ по п.11, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) наносят на внутреннюю поверхность стенки (14, 15).

13. Способ по п.11 или 12, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) наносят на обращенную внутрь элемента (10) поверхность стенок охлаждающих каналов.

14. Способ по любому из пп.11-13, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) наносят в виде слоя (19) на наружную поверхность стенки (14, 15).

15. Способ по любому из пп.11-14, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) наносят на стенку методом плавления.

16. Способ по п.15, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) наносят на стенку пайкой.

17. Способ по п.15, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) наносят на стенку литьем.

18. Способ по п.15, отличающийся тем, что обладающий высокой теплопроводностью материал (17) наносят на стенку спеканием с помощью лазера.