КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
LIQUID-PROPELLANT ENGINE CHAMBER

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к двигателестроению, и может быть использовано при создании ракетных двигателей, обладающих высокими значениями температуры в камере.
Известен элемент жидкостного ракетного двигателя (RU №2278292, кл. С2, публ. 24.01.2018), содержащий несущую нагрузку стенку со множеством охлаждающих каналов для прохода охладителя. Каждый охлаждающий канал имеет расположенную под углом к его оси направляющую поток охладителя поверхность, которая создает в протекающем через охлаждающий канал в осевом направлении потоке охладителя дополнительно радиальную составляющую скорости.
Недостатком данного элемента жидкостного ракетного двигателя является высокая сложность конструкции и, как следствие, ее изготовления. Кроме того, существующая в данном элементе неравномерность распределения теплосъемной поверхности приведет к быстрому прогару участков, расположенных между охлаждающими каналами.
Известна также камера сгорания жидкостного ракетного двигателя (RU №2171388, кл. С2, публ. 27.07.2001) с регенеративным и транспирационным охлаждением, содержащая смесительную головку с огневым днищем и форсунками, внутреннюю и наружную оболочки, транспирационно охлаждаемую пористую вставку. Форсунки соединяют полости компонентов с полостью камеры сгорания и выполнены коаксиальными, соосно-струйными, включающими втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник. Внутренняя и наружная оболочки расположены в начальной части камеры сгорания. Пористая вставка расположена от огневого днища на расстоянии, равном 15-20 внутренних диаметров втулки. Начальный участок пористой вставки выполнен с проницаемостью в 1,1-2,5 раза большей, чем проницаемость остальной части.
Недостаток указанного выше изобретения заключается в том, что часть камеры сгорания имеет регенеративное охлаждение, а часть - транспирационное, причем в транспирационной части охлаждения некоторое количество охладителя поступает в огневую полость камеры сгорания через стенки камеры, минуя смесительную головку. Описанное явление негативно отражается на экономичности камеры сгорания, а следовательно, не является выгодным решением при создании жидкостного ракетного двигателя.
Прототипом данного изобретения может выступать патент на изобретение (RU №2516678, кл. С2, публ. 10.08.2013), содержащий наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.
Данная система регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.
Охладитель подается по каналам охлаждения и нагревается за счет теплообмена с огневой оболочкой. При обтекании горизонтальных полок двутавровых проставок, на которых выполнены выборки, происходит турбулизация потока за счет его попеременного расширения-сжатия. Выполнение сквозных каналов в вертикальных стенках двутавровых проставок позволяет обеспечить перетекание охладителя из одного канала охлаждения в другой, что дополнительно турбулизирует поток и улучшает условия теплообмена.
Основным недостатком описанного выше изобретения является недостаточная эффективность теплообмена из-за отсутствия развитой поверхности теплообмена в каналах, в следствии чего снижается эффективность охлаждения. Кроме того, такое конструктивное оформление турбулизирующих выступов связано со сложностью и высокой трудоемкостью изготовления.
Технический эффект, создаваемый предложенной камерой жидкостного ракетного двигателя, состоит в обеспечении более эффективного охлаждения, более высокой жесткости конструкции, а также технологичности изделия в целом, в сравнении с подобными устройствами, в том числе благодаря применению аддитивного метода изготовления.
Данный технический эффект достигается в камере жидкостного ракетного двигателя, состоящей из непроницаемой внешней стенки и непроницаемой внутренней стенки, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению, между внешней стенкой и внутренней стенкой расположена пористая вставка, а камера представляет собой монолитную конструкцию, изготовленную аддитивным методом.
Кроме того, пористая вставка занимает весь объем между внешней стенкой и внутренней стенкой камеры жидкостного ракетного двигателя, а также, как вариант, пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе критического сечения сопла, также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе камеры сгорания и части сопла.
Суть данного изобретения поясняется на фиг. 1, где изображено сечение камеры жидкостного ракетного двигателя, состоящей из камеры сгорания и сопла, содержащей внешнюю и внутреннюю стенки, а также расположенную между ними регенеративно охлаждаемую пористую вставку.
Суть изобретения поясняется на фиг. 1, 2, 3, где показано, что в состав камеры жидкостного ракетного двигателя входят:
1 - камера сгорания жидкостного ракетного двигателя;
2 - сопло жидкостного ракетного двигателя;
3 - внешняя стенка камеры жидкостного ракетного двигателя;
4 - внутренняя стенка камеры жидкостного ракетного двигателя;
5 - пористая вставка;
А-А - критическое сечение сопла жидкостного ракетного двигателя.
Конструктивно камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания 1, сопло 2, внешнюю стенку 3, внутреннюю стенку 4, а также расположенную между ними пористую вставку 5. Все перечисленные элементы выполнены с использованием аддитивного метода производства.
Работа камеры осуществляется следующим образом.
В предлагаемой конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя охлаждение осуществляется за счет проходящего через расположенную между внешней стенкой 3 и внутренней стенкой 4 пористую вставку 5 охладителя, роль которого может выполнять, например, один из топливных компонентов. Пористая вставка, при применении в ее производстве аддитивного метода, обеспечивает наиболее качественное охлаждение камеры сгорания за счет увеличения поверхности теплообмена при отсутствии негативного влияния на экономичность, а также увеличивает жесткость конструкции и технологичность изделия в целом.
Некоторые другие варианты расположения пористой вставки по длине камеры представлены на фиг. 2 и фиг. 3.
На Фиг. 2 представлен следующий вариант расположения пористой вставки по длине камеры: пористая вставка расположена только в районе критического сечения сопла.
На Фиг. 3 представлен следующий вариант расположения пористой вставки по длине камеры: пористая вставка расположена только в районе камеры сгорания и части сопла.
Работа вариантов, показанных на фиг. 2 и фиг. 3, аналогична описанной выше.
Преимуществом данной камеры жидкостного ракетного двигателя, благодаря использованию аддитивных технологий, является обеспечение более эффективного охлаждения, более высокой жесткости конструкции, а также технологичности изделия в целом, в сравнении с подобными устройствами.
Таким образом, реализация данного изобретения приводит к повышению эффективности проектируемого ракетного двигателя.