Ракетный двигатель малой тяги

Ракетный двигатель малой тяги

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно - к ракетным двигателям малой тяги на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Изобретение может быть использовано в авиационной технике и агрегатах промышленной энергетики.

Известен ракетный двигатель на несамовоспламеняющихся компонентах топлива (патент US №3712059, кл. 60-258), который имеет смесительную головку с установленной в ней центробежной форсункой горючего, струйными форсунками окислителя, электрическим воспламенителем и корпус камеры с трактом регенеративного охлаждения.

Газообразный кислород подводится в корпус камеры в районе минимального сечения сопла, проходит тракт регенеративного охлаждения и направляется струйными форсунками на внутреннюю стенку камеры сгорания для создания пристеночного слоя внутреннего охлаждения. Горючее подается в камеру сгорания центробежной форсункой в виде конуса распыла, сталкивающегося с окислительным пристеночным слоем внутреннего охлаждения. В результате столкновения конуса распыла горючего и окислительного пристеночного слоя внутреннего охлаждения происходит смесеобразование. Топливная смесь с обратными вихрями внутри конуса распыла горючего поступает в камеру закручивания и поджигается плазменным потоком кислорода, истекающим из системы воспламенения.

Недостатками такого ракетного двигателя являются организация процессов смесеобразования и горения на стенке камеры сгорания и неэффективное использование его объема, которые приводят к низкому совершенству процессов в камере сгорания (φ_β=0,67…0,76) и к потребности в регенеративном охлаждении, усложняющем конструкцию корпуса камеры. Наличие постоянного очага горения внутри центробежной форсунки и отсутствие защиты воспламенителя от воздействия продуктов сгорания из этого очага может стать причиной выхода из строя воспламенителя.

Эти недостатки устраняются в ракетном двигателе малой тяги (патент РФ №2183761 С2, опубл. 20.06.2002, бюл. №17), в котором с целью разделения рабочего процесса на предварительный режим для воспламенения компонентов топлива и запуска рабочего процесса и рабочий, после отключения системы воспламенения, введены отдельные элементы подачи горючего в систему воспламенения, включаемые при запуске рабочего процесса и отключаемые на рабочем режиме.

Известный ракетный двигатель малой тяги содержит основную камеру и предкамеру с воспламенительным устройством, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру и магистраль подвода горючего в основную камеру. В предкамеру введен смесительный элемент с реакционной внутренней полостью и шнеком, выполненным на его внешней поверхности. В воспламенительном устройстве, установленном перед смесительным элементом, расположена полость подачи горючего, соединенная струйными форсунками с магистралью подвода горючего в предкамеру. На выходе смесительного элемента, на его наружной поверхности установлена втулка, образующая с корпусом смесительного элемента полость закручивания потока горючего, которая соединена тангенциальными каналами во втулке с магистралью подвода горючего в основную камеру. Выход из полости закручивания горючего в основную камеру пережат кольцевым выступом, выполненным во втулке. Магистраль подвода окислителя соединена с коллектором, расположенным перед входом в шнек смесительного элемента со стороны основной камеры.

Газообразный окислитель из магистрали подвода окислителя подается шнекоцентробежной форсункой в реакционную полость смесительного элемента в виде закрученного потока и истекает из нее в камеру, где сталкивается с закрученным центробежной форсункой потоком горючего. Горючее для системы воспламенения впрыскивается в полость подачи горючего струйными форсунками, смешивается с окислителем осевой вихревой зоны обратного тока из реакционной полости и создает топливную смесь, которая распространяется как в воспламенительное устройство, так и в реакционную полость.

Рабочий процесс начинается с подачи газообразного окислителя в реакционную полость, затем вспрыскивается горючее в полость подачи горючего и включается воспламенительное устройство. После зажигания компонентов топлива в реакционной полости и достижения в основной камере предварительного давления воспламенительное устройство отключается, а расход горючего переключается непосредственно в основную камеру. Ракетный двигатель малой тяги выходит на рабочий режим.

В таком ракетном двигателе малой тяги обеспечивается эффективное ядро горения, надежная теплозащита стенок камеры сгорания и сопла. Система воспламенения выключается после выхода ракетного двигателя малой тяги на рабочий режим.

Недостатком известного ракетного двигателя малой тяги является сложность управления его работой, заключающаяся в необходимости придерживаться строгой последовательности подачи компонентов топлива в камеру и включения в работу воспламенительного устройства, необходимость в дополнительных агрегатах, элементах системы управления. Кроме того, основным недостатком известного ракетного двигателя малой тяги является превращение магистрали подвода горючего в предкамеру и полости воспламенительного устройства после его отключения в тупиковые. Тупиковые полости могут быть засорены твердыми и смолообразными фракциями продуктов сгорания, занесенными вихревыми зонами обратного тока из камеры. Вероятность засорения увеличивается из-за нестационарного процесса повышения давления в камере с предварительного до рабочего и наличия пульсаций давления в камере во время работы ракетного двигателя малой тяги. Все эти недостатки снижают надежность работы системы воспламенения и ракетного двигателя малой тяги в целом.

Известно также устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания (патент РФ №2183763 С2, опубл. 20.06.2002, бюл. №17), содержащее корпус, в котором центрально установлена электрическая свеча, смесительный элемент, внутри которого образована реакционная полость, сужающаяся к выходу в камеру сгорания, а на наружной поверхности выполнен шнек, на входе которого со стороны камеры сгорания размещен коллектор подвода окислителя, полость подачи горючего и коллектор подвода горючего, причем полость подачи горючего образована во втулке, установленной с образованием подсвечной полости, которая соединена через центральное отверстие, выполненное во втулке, с полостью подачи горючего и сквозными периферийными отверстиями, выполненными в этой же втулке вокруг полости подачи горючего, с зазором между смесительным элементом и втулкой. Зазор между смесительным элементом и втулкой выполняет функции камеры закручивания шнекоцентробежной форсунки окислителя.

Газообразный окислитель из коллектора подвода подается шнекоцентробежной форсункой в реакционную полость смесительного элемента в виде закрученного потока и через ее сужающуюся часть истекает в камеру сгорания. Закрученный поток образует в реакционной полости приосевую зону обратного тока, распространяющуюся в полость подачи горючего. Горючее из коллектора подвода впрыскивается в полость подачи горючего струйными форсунками. Топливная смесь, полученная перемешиванием окислителя и горючего, поступает в подсвечную полость из полости подачи горючего через центральное отверстие во втулке. Дополнительно в подсвечную полость подается окислитель из камеры закручивания шнекоцентробежной форсунки через периферийные сквозные отверстия.

При подаче импульсов электрического тока на электроды свечи топливная смесь в подсвечной полости воспламеняется. Высокотемпературные продукты сгорания впрыскиваются в полость подачи горючего и поджигают топливную смесь в полости подачи горючего и реакционной полости смесительного элемента. Продукты сгорания из реакционной полости через пережатое сечение направляются в камеру сгорания.

В таком устройстве обеспечивается эффективная теплозащита стенок камеры сгорания и сопла. Однако количество окислителя, поступающего из реакционной зоны только за счет обратных токов с одной стороны и из зазора между смесительным элементом и втулкой через периферийные отверстия, подсвечную полость и центральное отверстие втулки с другой стороны, и его количество движения недостаточны для интенсивного перемешивания с горючим. Некачественное смесеобразование в полости подачи горючего, а также отсутствие механизмов его интенсификации приводят к затрудненному воспламенению топливной смеси и к организации неоднородного ядра горения в реакционной зоне и в камере сгорания.

Основным недостатком такого устройства является постоянный подвод топливной смеси из полости подачи горючего в подсвечную полость при запуске и после выхода ракетного двигателя малой тяги на рабочий режим и, вследствие этого, возможность распространения очага горения из полости подачи горючего в эту полость. Близость зоны разрушения струй горючего, а также подвод продуктов смесеобразования из реакционной зоны приводит к переобогащению топливной смеси в подсвечной полости. При реализации соотношения компонентов топлива меньше расчетного может произойти интенсивное сажеобразование и закоксовывание твердыми и смолообразными фракциями внутренних полостей системы воспламенения и полости подачи горючего, а при реализации соотношения больше расчетного - к перегреву и разрушению системы воспламенения, в т.ч. свечи. Этот недостаток усугубляется при пульсациях давления в камере сгорания, характерных высоко динамичным ракетным двигателям малой тяги, особенно, на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Амплитуда пульсаций может составлять до 50% номинального значения давления в камере сгорания при запуске двигателя малой тяги и до 20% на рабочем режиме. В результате пульсаций давления в камере сгорания горючее и продукты сгорания из полости подачи забрасываются в подсвечную полость. Горючее дополнительно обогащает топливную смесь под свечой, а твердые фракции продуктов сгорания засоряют подсвечную полость и сквозные периферийные отверстия. Эти недостатки приводят к снижению ресурса работы и срока службы системы воспламенения и, соответственно, к снижению ресурса и срока службы ракетного двигателя малой тяги в целом.

Задачей, решаемой с помощью изобретения, является устранение вышеуказанных недостатков и обеспечение надежного воспламенения топливной смеси в камере сгорания во время запуска, отключение системы воспламенения после выхода на рабочий режим, организация эффективных процессов смесеобразования и горения, теплозащиты стенок камеры сгорания, сопла, огневого днища и рабочих элементов воспламенителя, повышение удельного импульса тяги ракетного двигателя малой тяги.

Решение задачи заключается в том, что в ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения, согласно изобретению полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов, а огневое днище выполнено в виде полусферы.

В предпочтительном варианте исполнения на огневом днище выполнены тангенциальные каналы окислителя завесы, а оси струйных форсунок направлены на их выходы

Кроме того, в ракетном двигателе малой тяги тангенциальные каналы центробежной форсунки могут быть расположены под углом к оси камеры закручивания и направлены в сторону полости воспламенения.

Дополнительно корпус камеры может быть выполнен составным из переходника и жаропрочной камеры сгорания и сопла, а их узел соединения расположен в коллекторе окислителя.

Устройство предлагаемого ракетного двигателя малой тяги приведено на фиг.1, 2, 3. На фиг.1 показан общий вид ракетного двигателя малой тяги, на фиг.2 приведена система воспламенения в увеличенном масштабе, а на фиг.3 показано взаимное расположение выходов тангенциальных подводов, струйных форсунок, осевого профилированного канала и входов периферийных каналов.

Ракетный двигатель малой тяги содержит смесительную головку 1 с подводами 2 и 3 подачи окислителя («О») и горючего («Г») соответственно и кольцевыми коллекторами окислителя 4 и горючего 5. В смесительную головку по оси установлен смеситель 6, к ней присоединен корпус камеры с соплом 7 и переходником 8 и рабочая часть воспламенителя 9, уплотненная со смесителем 6 прокладкой 10.

В смесителе 6 выполнена центробежная форсунка с камерой закручивания 11, в которую выходят тангенциальные каналы 12 газообразного окислителя, сообщенные с кольцевым коллектором 4 и подводом подачи окислителя 2. К камере закручивания 11 со стороны камеры сгорания 13 примыкает профилированное радиусом огневое днище 14, а со стороны воспламенителя 9 - осевой профилированный канал 15, соединяющий камеру закручивания 11 с полостью воспламенения 16 по оси смесителя 6. Дополнительно периферия камеры закручивания 11 соединена с полостью воспламенения 16 периферийными каналами 17, расположенными вокруг осевого профилированного канала 15. На поверхность огневого днища 14 выходят тангенциальные каналы 18 газообразного окислителя, создающего тепловую завесу, сообщенные, как и тангенциальные каналы 12, с кольцевым коллектором 4.

Струйные форсунки 19 горючего исходят из кольцевого коллектора 5, сообщенного с подводом подачи горючего 3, и имеют выходы в камеру закручивания 11 в конце расширяющейся части осевого профилированного канала 15.

Для улучшения технологичности соединения со смесительной головкой 1, в случае изготовления сопла 7 из тугоплавких сплавов или керамических жаростойких материалов, корпус камеры выполнен сборкой камеры сгорания 13 с соплом 7 и переходника 8 посредством узла соединения 20, представляющего собой комбинацию резьбового и паяно-сварного соединений. Узел соединения 20 для исключения воздействия на него высоких температур и повышения надежности примыкает к коллектору 4 окислителя и охлаждается его потоком.

Газообразный окислитель, подаваемый в камеру сгорания 13 тангенциальными каналами 12 из коллектора 4, завихряется в камере закручивания 11, образует пелену и истекает на профилированную стенку огневого днища 14 смесительной головки 1 в виде закрученного потока, который вытесняется от стенки огневого днища 14 закрученным потоком окислителя завесы, организованным тангенциальными каналами 18. Цилиндрические струи окислителя, образованные сразу за выходами из тангенциальных каналов 12 после их косого среза, до перехода в пелену имеют два режима течения. Первый - режим запуска - течение при давлении в камере сгорания ниже рабочего, когда реализуются максимальная скорость истечения из тангенциальных каналов 12. Второй - рабочий режим - течение при давлении в камере сгорания, равном рабочему, когда окислитель имеет минимальную скорость истечения. При максимальной скорости истечения, которая может быть сверхзвуковой, на входах периферийных каналов 17, обращенных в сторону камеры сгорания 13, создается разрежение и рабочая среда из приосевой зоны камеры закручивания 11 через осевой профилированный канал 15, полость воспламенения 16, периферийные каналы 17 поступает на периферию камеры закручивания 11. При минимальной скорости истечения на входах периферийных каналов 17 создается давление, которое выше, чем давление в ядре камеры закручивания 11. Поэтому создается поток окислителя из периферии камеры закручивания 11 через периферийные каналы 17, полость воспламенения 16 в ядро камеры закручивания 11.

Струи горючего, подаваемого в камеру сгорания 13 струйными форсунками 19 из коллектора 5, пронизывают цилиндрические струи окислителя, образованные сразу за выходами из тангенциальных каналов 12 после их косого среза до перехода в пелену, и распыливаются в виде факела. Смещенный в направлении закрутки окислителя факел распыла горючего вместе с закрученным потоком окислителя истекает вдоль профилированного огневого днища 14 и оттесняется от стенки огневого днища 14 и камеры сгорания 13 закрученным потоком окислителя завесы, подаваемым в камеру сгорания 13 через тангенциальные каналы 18.

В камере сгорания 13 вблизи огневого днища 14 организуются два газовых вихря Первый вихрь формируется вокруг оси камеры сгорания 13 и обеспечивает теплозащиту огневого днища 14, стенок камеры сгорания 13 и сопла 7, а также равномерное распределение продуктов смесеобразования и горения по окружности. Второй вихрь - тороидальный - образован движением газообразного кислорода вдоль стенок огневого днища 14 и прилегающей к нему части камеры сгорания 13 от камеры закручивания 11 в сторону сопла 7, а продуктов смесеобразования и горения по оси камеры сгорания 13 от сопла 7 в сторону камеры закручивания 11. Тороидальный вихрь формирует ядро горения, перемещая продукты смесеобразования и неполного сгорания по оси камеры сгорания 13 к форсункам и интенсифицируя процессы смесеобразования. Эти два газовых вихря, взаимодействуя друг с другом, образуют эффективное ядро горения и пристеночный слой окислителя, предназначенный для внутреннего охлаждения стенок камеры сгорания 13 и сопла 7, а также огневого днища 14 смесительной головки 1. Кроме того, тороидальный вихрь участвует в процессе воспламенения компонентов топлива, подводя мелкодисперсное распыленное горючее из камеры сгорания 13 к полости воспламенения 16 во время запуска ракетного двигателя малой тяги.

По команде на включение ракетного двигателя малой тяги окислитель и горючее подаются в камеру через подводы 2 и 3 соответственно и в камере сгорания 13 начинаются процессы смесеобразования, воспламенения, горения и теплозащиты конструкции. Окислитель, подаваемый в камеру закручивания 11 через тангенциальные каналы 12, эжектирует мелкодисперсную топливную смесь, образованную столкновением струй горючего и цилиндрических струй окислителя, и топливную смесь, подведенную из камеры сгорания 13 тороидальным вихрем, через осевой профилированный канал 15 в полость воспламенения 16. При подводе тепловой энергии воспламенителем 9 топливная смесь в полости воспламенения 16 зажигается и выбрасывается через осевой профилированный канал 15 обратно в камеру закручивания 11 в виде сверхзвукового высокотемпературного потока продуктов сгорания, который, дополнительно интенсифицируя процессы смесеобразования, поджигает топливную смесь, находящуюся в камере закручивания 11. Затем процесс горения распространяется в объеме камеры сгорания 13. После достижения рабочего давления в камере сгорания 13 давление на периферии камеры закручивания 11 повышается и эжектирование среды из полости воспламенения 16 прекращается. Газообразный окислитель направляется в полость воспламенения 16 из камеры закручивания 11 через периферийные каналы 17 за счет перепада давления между периферией камеры закручивания 11 и ее осью. Начинается продувка полости воспламенения 16 чистым газообразным окислителем, который вытесняет топливную смесь через осевой профилированный канал 15 в камеру закручивания 11 и одновременно охлаждает рабочие элементы системы воспламенения, в т.ч. воспламенителя 9. Продувка и охлаждение рабочих элементов воспламенителя 9 продолжается в течение всего времени огневой работы ракетного двигателя малой тяги и прекращается при останове двигателя.

При повторном включении ракетного двигателя малой тяги и подаче тепловой энергии воспламенителем вышеописанный рабочий процесс в камере повторяется вновь.

Экспериментальными исследованиями трех опытных образцов ракетного двигателя малой тяги с тягой 196 Н, камеры которых выполнены в соответствии с предлагаемым техническим решением, подтверждена эффективность изобретения. Результатами огневых испытаний на компонентах топлива «кислород газообразный - спирт этиловый» и «кислород газообразный - керосин» показана возможность получения удельного импульса тяги более 3000 м/с при удовлетворительном тепловом состоянии конструкции. Один ракетный двигатель малой тяги прошел ресурсные огневые испытания на компонентах топлива «кислород газообразный - керосин» в объеме 1,3·10⁵ включений с длительностью включения от 0,050 с до 300 с и имел стопроцентное зажигание в течение ресурса работы по количеству включений. Отсутствие отказов в процессе ресурсных испытаний доказывает работоспособность принципа эжекции топливной смеси под воспламенитель и надежность зажигания топливной смеси в камере сгорания. В результате экспериментальных исследований выявлено наличие градиента давления между камерой сгорания и полостью воспламенения смесительной головки на рабочем режиме. Давление в полости воспламенения ниже, чем давление на стенке огневого днища (разность давлений составляет до 2,5 кгс/см²), а т.к. давление на стенке камеры закручивания из-за центробежных сил закрученного потока выше, чем давление в камере сгорания, то перепад давления на периферийных каналах еще выше, что свидетельствует о наличии расхода окислителя через периферийные каналы и продувки системы воспламенения окислителем из камеры закручивания центробежной форсунки на рабочем режиме.

1. Ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения, отличающийся тем, что полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов, огневое днище выполнено в виде полусферы.

2. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что на огневом днище выполнены тангенциальные каналы окислителя завесы, а оси струйных форсунок горючего направлены на их выходы.

3. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что тангенциальные каналы центробежной форсунки расположены под углом к камере закручивания и направлены в сторону полости воспламенения.

4. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что корпус камеры выполнен составным из переходника и жаропрочной камеры сгорания и сопла, а их узел соединения расположен в коллекторе окислителя.