КАМЕРА СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Полезная модель относится к области двигателестроения, а именно к конструкции камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Известен пульсирующий ракетный двигатель твердого топлива (описание к патенту РФ на полезную модель №162799, МПК F02K 9/12, опубл. 27.06.2016).
В двигателе корпус выполнен в виде коаксиально расположенных внутренней и внешней стенок с образованием между ними кольцевой полости, в которой по спирали расположены чередующиеся слои топлива из веществ с высокой и низкой детонационной способностью, при этом устройство инициирования детонации выполнено в виде единичного инициатора, а внутренняя стенка корпуса выполнена из выгорающего материала. После инициирования детонации в первом слое затем происходит поочередная детонация последующих слоев топлива. Потенциальная энергия детонирующего слоя переходит в кинетическую энергию разлета газов и затем в импульс. Сгорание идет по спирали, а истечение газа - по оси двигателя.
Недостатком данного двигателя является возможность отклонения истекающих газов от осевого направления из-за сложности, связанной с выбором угла наклона спирали, который определяется скоростями детонационного сгорания слоя топлива и выброса газов.
Наиболее близким к предлагаемой является камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащая корпус, образующий кольцевую полость, сообщающуюся с устройствами для подачи горючего и окислителя и устройством инициирования детонации (Быковский Ф.А., Ждан С.А. Непрерывная спиновая детонация / отв. ред. В.М. Титов. - Новосибирск: Изд-во СО РАН, 2013. - С. 57-58).
Камера сгорания имеет переднюю торцевую стенку с рядом равномерно расположенных отверстий, через которые в кольцевую полость раздельно подаются окислитель и горючее. На некотором расстоянии от торцевой стенки происходит перемешивание компонентов и по образующейся топливной смеси перпендикулярно потоку со скоростью D распространяется одна или несколько поперечных детонационных волн (ПДВ). К детонационной волне примыкает косая ударная волна. Продукты детонации выбрасываются из открытого конца камеры. Здесь имеет место присоединение собственной массы газа при разгоне ее косой ударной волной. Повышенное давление за ПДВ передается на стенки камеры, создавая импульс.
Указанная камера устраняет недостаток пульсирующего ракетного двигателя твердого топлива. Но при этом возникает проблема инициирования и поддержания оптимального количества поперечных детонационных волн (ПДВ), которое необходимо для реализации эффективного присоединения масс газа. Количество ПДВ определяется химической активностью и степенью перемешивания компонентов, а также геометрическими размерами камеры. Недостаточная надежность инициирования заключается в нестабильности химической активности и степени перемешивания компонентов топливной смеси. Также необходимо выдерживать строго определенное положение точки столкновения струй горючего и окислителя с образованием в локальном объеме детонационноспособной смеси, что может быть затруднительно при возможном выгорании металла вблизи форсунок при длительной работе камеры.
Техническим результатом, на который направлена полезная модель, является повышение надежности инициирования и поддержания детонационного процесса в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя с заданным количеством поперечных детонационных волн.
Технический результат достигается тем, что в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей корпус, образующий кольцевую полость, сообщающуюся с устройствами для подачи горючего и окислителя, и устройством инициирования детонации, в отличие от известной, устройство инициирования детонации, выполнено в виде полого тора, в стенке которого установлен инициатор зажигания и выполнены наклонные сопла, выходящие в кольцевую полость корпуса, а полость тора соединена с топливным коллектором, снабженным трубопроводом подвода топливной смеси.
Количество сопел может составлять не менее четырех.
Сопла могут быть выполнены под углом наклона от 10° до 35°.
Полезная модель поясняется чертежами, на которых изображены:
фиг. 1 - предлагаемая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя;
фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1;
фиг. 3 - развертка Б-Б на фиг. 2.
Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя (фиг. 1) содержит корпус, образующий кольцевую полость 1, сообщающуюся с устройствами 2 и 3 для подачи горючего и окислителя, соответственно, и устройством инициирования детонации.
Устройство инициирования детонации, выполнено в виде полого тора 4 (фиг. 2), в стенке которого установлен инициатор зажигания 5 и выполнены наклонные сопла 6, выходящие в кольцевую полость 1 корпуса (фиг. 3).
При этом направление наклона сопел 6 выбирается в зависимости от требуемого направления поперечных детонационных волн. Угол наклона а к торцевой стенке может составлять от 10° до 35° для формирования кольцевого движения поперечных детонационных волн. Количество сопел определяется газодинамическими и геометрическими параметрами продуктов сгорания, образующихся в полом торе 4 после прохождения детонационной волны, и задает количество поперечных детонационных волн, но не менее четырех. Эффективное присоединение масс, а вместе с ним и эффект увеличения тяги, может быть при тесном взаимодействии продуктов детонации, образующихся после прохождения поперечных детонационных волн. При количестве поперечных детонационных волн меньше четырех может происходить только расширение продуктов детонации без присоединения масс и, соответственно, без эффекта увеличения тяги.
При этом полость тора 4 (фиг. 2) соединена посредством каналов 7 с топливным коллектором 8, который соединен с трубопроводом 9 подвода топливной смеси (фиг. 1).
Устройства 2 и 3 для подачи горючего и окислителя могут быть выполнены в виде двухкомпонентных струйно-струйных форсунок, или однокомпонентных центробежных форсунок с завихрителем, или однокомпонентных струйно-центробежных форсунок (Гахун Г.Г., Баулин В.П., Володин В.А. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей: Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки» / под общ. ред. Г.Г. Гахуна. - М.: Машиностроение, 1989. - С. 128-129). Инициатор зажигания 5 может быть выполнен в виде твердотопливного патрона или пирозапальной камеры (Гахун Г.Г., Баулин В.И., Володин В.А. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей: Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки» / под общ. ред. Г.Г. Гахуна. - М.: Машиностроение, 1989. - С. 76-77).
Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.
На запуске жидкостного ракетного двигателя срабатывает инициатор зажигания 5 и в полости тора 4, заполненной топливной смесью через трубопровод 9 и топливный коллектор 8, создается детонационная волна 10 (фиг. 2), которая движется по кругу. При прохождении детонационной волной 10 входа в каждое сопло 6 под действием высокого давления продукты сгорания 11 устремляются в кольцевую полость 1 камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя и инициируют поперечные детонационные волны, количество которых соответствует количеству сопел 6. Затем перепад давления на соплах 6 сохраняется на уровне, достаточном для продувки полости тора 4. Через устройства подачи горючего 2 и окислителя 3 в кольцевую полость 1 камеры сгорания подаются, соответственно, горючее и окислитель. Продукты детонации 12 выбрасываются из открытого конца камеры сгорания (фиг. 1). Повышенное давление за поперечными детонационными волнами передается на стенки камеры, создавая импульс.
Предлагаемая камера сгорания позволяет исключить из конструкции ЖРД такое сложное механическое устройство как турбонасосный агрегат и, как следствие, упростить систему подачи компонентов топливной смеси. Кроме того, осевая составляющая силы, создаваемой присоединенной массой, является дополнительной тягой и зависит от количества детонационных волн (Богданов В. И. Взаимодействие масс в рабочем процессе пульсирующих реактивных двигателей как средство повышения их тяговой эффективности // ИФЖ. 2006. Т. 79. №3. С. 85-90).