КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
LIQUID-PROPELLANT ENGINE CHAMBER

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке смесительных головок и камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Одной из основных проблем при создании устройств для перемешивания и распыливания компонентов топлива является обеспечение предельно возможной полноты сгорания компонентов, что обеспечивается увеличением площади поверхности соприкосновения компонентов и уменьшением характерного поперечного размера струи одного из компонентов. В известных форсунках выполнение указанных условий приводит к значительному усложнению конструкции.
Известна коаксиальная соосно-струйная форсунка, содержащая наконечник в виде полого цилиндра, соединяющий полость жидкого окислителя с зоной горения (полостью камеры сгорания), втулку с цилиндрической внутренней поверхностью, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость газообразного горючего с зоной горения (В.Е.Алемасов и др. Теория ракетных двигателей. Учебник для студентов машиностроительных специальностей вузов. М., Машиностроение, 1980, рис.18.2, стр.225-226).
В данной форсунке окислитель подается в зону горения по осевому каналу внутри наконечника, а горючее - по кольцевому зазору между втулкой и наконечником. На выходе из форсунки струя окислителя имеет форму сплошного конуса, обращенного вершиной к наконечнику форсунки, а струя горючего - форму полого конуса. Контакт горючего и окислителя происходит по поверхности сплошного конуса. Такая схема подачи не обеспечивает качественного распыла компонентов топлива, что приводит к уменьшению коэффициента полноты сгорания топлива и, соответственно, потерям удельного импульса тяги.
Известна соосно-струйная форсунка, содержащая полый наконечник, соединяющий полость одного компонента с полостью камеры сгорания, втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента с полостью камеры сгорания, в которой внутренняя полость втулки выполнена профилированной в виде цилиндрических поверхностей различного диаметра и длины, образующих, по крайней мере, один кольцевой конфузор, при этом выходное сечение наконечника расположено от выходного сечения втулки на расстоянии, равном 0-1,3 внутреннего диаметра наконечника, а в наконечнике, перед кольцевым конфузором, на расстоянии, равном 1-4 диаметра наконечника от выходного сечения втулки, выполнены сквозные каналы, площадь которых меньше площади проходного сечения наконечника (патент РФ №2171427, МПК F02K 9/53, 9/60, F23D 11/10).
В указанной форсунке горючее из полости горючего по кольцевому каналу между наконечником и втулкой подается в камеру сгорания. В месте расположения каналов, перед кольцевым конфузором, горючее разделяется на две части. Одна часть горючего поступает в полость камеры сгорания, проходя через конфузор и кольцевой канал, образованные наконечником и втулкой. Вторая часть горючего поступает в каналы наконечника. Так как давление горючего перед каналами больше давления окислителя внутри наконечника, горючее поступает по каналам в канал окислителя. Такая подача горючего создает дополнительное сопротивление для струи жидкого окислителя. Величина этого сопротивления зависит от расхода горючего, поступающего в камеру сгорания, соотношения компонентов в форсунке, т.е. от расхода горючего, поступающего в радиальные каналы, а следовательно, режима работы. При этом перепад давления на форсунках изменяется не квадратично, а с показателем степени в интервале от 2 до 1 (т.е. между квадратичной и линейной зависимостями), причем более линейно при больших значениях величины соотношения компонентов в камере сгорания.
Струи горючего, поступающего по каналам внутрь наконечника, деформируют сплошную струю окислителя, придавая ей на выходе из наконечника форму звезды с несколькими радиальными лучами, по числу каналов.
Предложенная конструкция форсунки позволяет обеспечить дополнительное сопротивление для компонентов топлива за счет дополнительного взаимодействия кольцевой струи горючего с распадающейся струей окислителя внутри втулки, начиная с места выхода струи окислителя из наконечника и до выхода обоих компонентов из втулки.
Основными недостатками данной форсунки является то, что струи горючего перекрывают проходное сечение наконечника окислителя, происходит нерасчетное дробление струи на капли достаточно большого диаметра, что в конечном итоге приводит к потерям экономичности. Кроме этого данная форсунка может быть использована только для определенного типа двигателей, что ограничивает возможность ее применения.
Известна камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи водорода, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, цилиндрическую часть камеры с критическим сечением, сопло (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., Машиностроение, 1989 г., 420 стр. Камера ЖРД SSME, стр.122-123 - прототип).
Указанная камера работает следующим образом.
Окислитель из полости блока подачи окислителя смесительной головки по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования. Горючее из полости блока охлаждения огневого днища подается в камеру сгорания. Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания. В камере сгорания компоненты перешиваются, воспламеняются и сгорают.
Основными недостатками данной камеры является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание камеры ЖРД, конструкция которой позволит повысить полноту сгорания компонентов топлива путем придания выходной части струи окислителя формы профилированного поперечного сечения без ярко выраженной центральной части.
Поставленная задача достигается тем, что в предложенной камере жидкостного ракетного двигателя, содержащей смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полости горючего с зоной горения, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, согласно изобретению в пилонах наконечников форсунок выполнены каналы, один конец которых открывается в полость наконечника, а другой - в полость камеры сгорания.
В варианте исполнения в выходной части полого наконечника установлен с возможностью замены жиклер.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан продольный разрез предложенной камеры, на фиг.2 - продольный разрез соосно-струйной форсунки, на фиг.3 - выносной элемент.
Соосно-струйная форсунка содержит корпус 1 с полым наконечником 2, соединяющим полость 3 одного компонента топлива-окислителя с зоной горения компонентов топлива 4, расположенной на некотором расстоянии от среза форсунки, преимущественно, камерой сгорания, втулку 5, охватывающую с зазором 6 полый наконечник 2 и соединяющую полость 7 другого компонента топлива-горючего с зоной горения 4. В выходной части наконечника 2 выполнены пилоны 8, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки 5 и центрирующие наконечник 2 относительно втулки 5. В пилонах 8 выполнены каналы 9, один конец 10 которых открывается в полость наконечника 2, а другой 11 - в зону горения 4 через зазор 6.
В выходной части наконечника 2 выполнено сужение канала 12.
В варианте исполнения в выходной части полого наконечника 2 установлен с возможностью замены жиклер 13.
Форсунки установлены в блоках окислителя 14 и горючего 15 смесительной головки 16 по концентрическим окружностям.
Камера также содержит профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть 17 с критическим сечением 18 и соплом 19.
Предложенная камера жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.
Окислитель из полости окислителя по осевому каналу внутри наконечника 2 подается в зону горения 4. В выходной части наконечника 2, в районе пилонов 8, поток окислителя разделяется на две части. Одна часть поступает из выходной части наконечника 2 в зону горения, а другая, за счет местного сопротивления, вызванного уменьшением площади проходного сечения наконечника 2, в каналы 9. Из каналов 9 окислитель также поступает в зону горения 4. При такой подаче струя окислителя поступает в зону горения в виде сплошной центральной струи, окруженной со всех сторон струями меньшего диаметра, по числу пилонов.
Горючее из полости горючего по зазору 6 между наконечником 2 и втулкой 5 подается в зону горения. В районе пилонов 8 к горючему подмешивается часть расхода окислителя, поступающая из выходных частей 11 каналов 9, и в зону горения поступает уже частично подготовленная смесь, что позволяет улучшить условия смесеобразования.
Такая подача позволяет уменьшить диаметр сплошной основной струи, т.к. часть расхода отбирается на каналы 9, и увеличить периметр контакта компонентов и степень перемешивания компонентов, т.к. в этом случае контакт горючего и окислителя будет происходить не только по поверхности сплошной основной струи, но и по поверхностям дополнительных струй, истекающих из каналов 11 пилонов 8.
Форсунки установлены в блоках окислителя 14 и горючего 15 смесительной головки 16 по концентрическим окружностям.
Полученные продукты сгорания компонентов топлива движутся в цилиндрической части 17 камеры от смесительной головки к критическому сечению 18, и далее - к срезу сопла 19.
Использование предложенного технического решения позволит улучшить условия смесеобразования и повысить удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.