Жидкостный ракетный двигатель малой тяги
LOW-THRUST LIQUID ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги на самовоспламеняющихся компонентах топлива. Изобретение также может быть использовано в авиационно-космической технике и агрегатах промышленной энергетики.
Известны смесительные элементы жидкостного ракетного двигателя с пересекающимися струями горючего и окислителя (М.В. Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1968, стр. 74) и смесительная головка жидкостного ракетного двигателя малой тяги на базе смесительных элементов с пересекающимися струями (патент RU №2463469, F02K 9/52, С2, опубликовано 10.10.2012, бюл. №28). Известные смесительные элементы состоят из струйных форсунок, оси которых пересекаются. Под действием внешних и внутренних сил, в т.ч. механического воздействия друг на друга струи распадаются на капли окислителя и горючего, которые перемешивают и образуют топливную смесь.
В известной смесительной головке струйные форсунки выходят в смесительную камеру. Смесительная камера переходит в расширяющуюся к выходу в камеру сгорания форкамеру. Смесительный элемент имеет струйные форсунки с пересекающимися под углом 45÷65° осями.
Основным недостатком известных смесительных элементов и смесительной головки является технологическая сложность исполнения и контроля качества пересечения осей струйных форсунок диаметром 0,2 мм и менее, а также обеспечения пересечения осей самих струй из-за влияния на направление распыливания конструктивных параметров и характеристик струйных форсунок - шероховатости внутренней поверхности, погрешности формы, качества входных и выходных кромок. Вследствие этого, невозможно создать условия для равномерного распределения компонентов топлива и равномерного (или заданного) распределения соотношения компонентов топлива по сечению камеры сгорания, что приводит либо к неполному сгоранию, либо к перегреву смесительной головки, стенок камеры сгорания и сопла.
Проблема равномерного распределения компонентов топлива по сечению камеры сгорания известной смесительной головкой путем предварительного смешения компонентов топлива в смесительной камере, выполненной в виде глухого отверстия, в которую выходят форсунки окислителя и горючего, решается частично, но не полностью. В дополнение к вышеперечисленным недостаткам в известной смесительной головке происходит сепарация компонентов топлива на противоположной относительно соответствующей форсунки стороне форкамеры, что приводит к расслоению компонентов в топливной смеси и ухудшению эффективности смесеобразования и горения.
Известна также камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги с клиновым смесительным элементом (смесительным экраном, отражателем) в смесительной головке (Пути совершенствования рабочего процесса ЖРДМТ на самовоспламеняющихся компонентах топлива [Текст] / В.Е. Нигодюк, А.В. Сулинов // Вестник СГАУ. -2012. - №3 (34). - С. 105, рисунок 2). Известная камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги состоит из смесительной головки с клиновым смесительным элементом и камеры сгорания с соплом. В смесительной головке выполнены каналы, подводящие компоненты топлива в камеру, и попарные струйные форсунки с пересекающимися осями, подающие горючее и окислитель в камеру. Между струйными форсунками горючего и окислителя расположен клиновый смесительный элемент, обращенный смесительными экранами к струйным форсункам, а ребром в предкамеру.
Струи компонентов топлива подают под углом на смесительные экраны, путем соударения с экранами превращают в пелены и направляют к ребру смесительного элемента, где смешивают и создают в предкамере топливную смесь. Далее топливную смесь воспламеняют и сжигают в камере сгорания с образованием высокотемпературных продуктов сгорания.
Основным недостатком смесительной головки с клиновым смесительным элементом известной камеры является технологическая сложность получения требуемого направления течения (ориентации) пелен горючего и окислителя друг относительно друга. На направление течения пелены по экрану оказывают влияние те же сложные для изготовления, трудно контролируемые параметры струйных форсунок - шероховатости внутренней поверхности, погрешности формы, качества входных и выходных кромок отверстий. В случае отклонения направления течения пелен происходит их смещение друг относительно друга и неравномерное распределение компонентов топлива на ребре. Кроме того, из-за физических особенностей процесса растекания струи на стенке пелены имеют неравномерную толщину в поперечном сечении и жгутование компонента по краям пелен (Агеенко Ю.И. Исследование параметров смесеобразования и методический подход к расчетам и проектированию ЖРДМТ со струйно-центробежной схемой смешения компонентов AT и НДМГ на стенке камеры сгорания [Текст] // Вестник СГАУ. - 2009. - №3 (19). - С. 173, рисунок 2). Вследствие этих недостатков, невозможно создать условия для равномерного распределения компонентов топлива и равномерного (или заданного) распределения соотношения компонентов топлива на ребре клинового смесительного элемента и далее по сечению предкамеры и камеры сгорания, что приводит также, как и в рабочем процессе с пересекающимися струями, к неполному сгоранию или к местному перегреву смесительной головки, стенок предкамеры, камеры сгорания и сопла.
Целью изобретения является обеспечение высоких энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя малой тяги при удовлетворительном тепловом состоянии.
Указанная цель достигается тем, что в жидкостном ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру со смесительной головкой, струйные форсунки горючего и окислителя с пересекающимися осями, смесительные экраны с обращенным в предкамеру ребром, предкамеру и камеру сгорания, согласно изобретению, смесительные экраны выполнены цилиндрическими, по касательной к экранам расположены струйные форсунки, а выход из смесительных экранов совмещен с началом предкамеры камеры сгорания.
В предпочтительном варианте смесительные экраны выполнены в виде вихревых камер. Дополнительно, вихревые камеры сформированы цилиндрическими гнездами в корпусе смесительной головки и эксцентричными проточками на торцах втулок горючего и окислителя.
Устройство предлагаемого жидкостного ракетного двигателя малой тяги раскрыто на фиг. 1-5 прилагаемого чертежа. На фиг. 1 показан общий вид жидкостного ракетного двигателя малой тяги, на фиг. 2 приведено взаимное расположение втулок горючего и окислителя в смесительной головке, на фиг. 3 в увеличенном масштабе представлено взаимное расположение смесительных экранов в районе входа в предкамеру, на фиг. 4 в увеличенном масштабе показано взаимное расположение струйных форсунок и соответствующих смесительных экранов, на фиг. 5 изображен вариант исполнения смесительной головки, в котором струйные форсунки выполнены непосредственно в корпусе головки.
Жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит корпус камеры 1 с камерой сгорания и соплом, смесительную головку 2 с предкамерой, клапаны окислителя 3 и горючего 4. В смесительную головку установлены втулки окислителя 5 и горючего 6. В корпусе смесительной головки выполнены цилиндрические смесительные экраны 7 и 8. На входе трактов горючего и окислителя установлены съемные форсунки окислителя 9 с отверстием струйной форсунки 10 и горючего 12 с отверстием струйной форсунки 13.
Торец и прилегающая к ней часть цилиндрического гнезда под втулкой образуют смесительные экраны 7 и 8, которые предназначены для превращения струй под действием центробежных сил, возникающих при движении закрученного цилиндрической частью экрана потока компонентов топлива, в пелены и подачи этих пелен вдоль оси предкамеры.
Форсунки горючего и окислителя установлены в корпусе смесительной головки таким образом, что струи компонентов топлива входят в цилиндрические смесительные экраны по касательной перпендикулярно образующей.
В предпочтительном варианте смесительные экраны могут быть сформированы в виде вихревых камер сопряжением цилиндрических гнезд в корпусе смесительной головки и концевых элементов втулок горючего и окислителя, где выполнены эксцентричные проточки 11 и 14. В поперечном сечении вихревые камеры представляют собой прямоугольники 7 и 8 (фиг. 3). Ширина смесительных экранов одинаковая и равна расчетной ширине пелен компонентов топлива, а высота должна быть больше, чем толщина наибольшей пелены.
Из-за высоких требований к качеству изготовления отверстий форсунки выделены в отдельную деталь, хотя в случае создания технологии бездефектного изготовления отверстий и контроля качества распыливания возможно выполнение подводов 15 с форсункой 16 и 17 и форсункой 18 в составе корпуса смесительной головки (фиг. 5).
Для включения предложенного жидкостного ракетного двигателя малой тяги на самовоспламеняющихся компонентах топлива подают команды на открытие клапанов 3 и 4. Клапаны открываются, компоненты топлива поступают на входы 15 и 17 в струйные форсунки горючего 13 и окислителя 10 (или 16 и 18) смесительной головки 2. Струйные форсунки направляют струи компонентов топлива на смесительные экраны 7 и 8 (или 14 и 11). Под действием центробежных сил струи на цилиндрической поверхности соответствующих смесительных экранов преобразуются в пристеночные слои горючего и окислителя. Пристеночные слои истекают из смесительных экранов вдоль приосевой области предкамеры в виде сплошных плоских пелен горючего и окислителя определенной толщины и ширины. После выхода из смесительных экранов плоские пелены окислителя и горючего под действием внутренних и внешних сил распадаются на капли горючего и окислителя, максимальные диаметры которых соответствуют толщинам соответствующих пелен. Капли горючего и окислителя направляют по траекториям, определяемым радиальными и осевыми скоростями пелен на выходе из смесительных экранов, сталкивают в приосевой области предкамеры, разбивают друг друга на более мелкие капли, перемешивают и образуют топливную смесь. Происходит жидкофазный контакт, воспламенение, горение компонентов топлива и формирование высокотемпературного ядра потока в приосевой области камеры сгорания.
По мере движения непрореагировавших капель вдоль оси камеры сгорания продукты смесеобразования и неполного сгорания интенсифицируют процессы смесеобразования массообмена и горения в ядре потока до полного выгорания компонентов топлива, повышая полноту сгорания.
Останов жидкостного ракетного двигателя малой тяги производится закрытием клапанов. Клапаны закрываются, подача компонентов топлива в камеру прекращается, жидкостной ракетный двигатель малой тяги выключается.
При повторном включении жидкостного ракетного двигателя малой тяги вышеописанный принцип работы повторяется вновь.
Наиболее успешно заявленный жидкостный ракетный двигатель малой тяги на самовоспламеняющихся компонентах топлива может быть использован для двигателей тягой менее 10 Н, где по технологическим и эксплуатационным причинам нет возможности выполнения необходимого и достаточного количества форсунок.