КАМЕРА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ, РАБОТАЮЩЕГО НА ДВУХКОМПОНЕНТНОМ НЕСАМОВОСПЛАМЕНЯЮЩЕМСЯ ГАЗООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ
CHAMBER OF LOW-THRUST ROCKET ENGINE RUNNING ON TWO-COMPONENT ANERGOLIC GAS FUEL

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено для разработки конструкций ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), использующих двухкомпонентные несамовоспламеняющиеся газообразные топлива. Областями применения таких РДМТ являются системы управления средств межорбитальной транспортировки, орбитальных пилотируемых космических станций и космических аппаратов. Изобретение может быть использовано также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.
Известна конструкция РДМТ, работающего на двухкомпонентном газообразном несамовоспламеняющемся топливе: кислород-водород [1], включающая камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенителем, подводящие трубопроводы. В устройстве осуществляется постоянная, в течение всего времени работы двигателя, подача всего расхода окислителя (кислорода) и небольшой части расхода горючего (водорода) в расположенную на оси двигателя предкамеру, в которой осуществляется воспламенение топлива, и подача большей части расхода горючего в камеру сгорания. Для воспламенения топлива используется электроискровая свеча.
В данной конструкции для подачи компонентов топлива в предкамеру и камеру сгорания используются радиальные и осевые каналы. В камере сгорания к осевому потоку продуктов сгорания, истекающему из предкамеры, подмешивается водород, истекающий из кольцевого отверстия с внешней стороны по отношению к потоку продуктов сгорания.
Недостатком данного устройства является реализация картины поступления компонентов в камеру сгорания с преобладанием продольного слоистого течения и, как следствие, ограниченные возможности для интенсивного перемешивания компонентов топлива, в результате чего для достижения высокой полноты сгорания топлива может потребоваться увеличенная длина камеры сгорания. Это обстоятельство может быть несущественным для больших ЖРД, когда используется большое количество смесительных элементов и перемешиванию компонентов топлива способствует взаимодействие потоков из смежных форсунок. В РДМТ, ввиду малости расходов компонентов топлива и размеров камеры, может быть использовано ограниченное количество форсунок, вплоть до единичного количества (как это имеет место в конструкции аналога, где для смешения потока продуктов сгорания топлива в предкамере с основным потоком горючего используется один смесительный элемент), и указанный недостаток влечет существенные потери в полноте сгорания топлива.
Известна конструкция РДМТ, работающего на несамовоспламеняющемся двухкомпонентном газовом топливе [2], которая содержат камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенителем, подводящие трубопроводы подачи компонентов топлива. Смесительная головка включает в себя линии подачи горючего и окислителя, соединенные с соответствующими трубопроводами подачи компонентов.
Взятая в качестве прототипа конструкция камеры ракетного двигателя малой тяги (второй вариант изобретения) характеризуется тем, что окислитель поступает в камеру сгорания через осевую струйную форсунку, а в предкамеру - через радиальное отверстие в стенке осевого канала. Линия подачи горючего включает радиальный канал, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи горючего в камеру сгорания и каналами с расположенной с внешней стороны от канала-форсунки окислителя кольцевой промежуточной полостью, которая, с одной стороны, сообщается кольцевым каналом-форсункой с камерой сгорания и, с другой стороны, сообщается одним или несколькими продольными каналами с предкамерой.
Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание конструкции РДМТ с высокой полнотой сгорания несамовоспламеняющегося двухкомпонентного газообразного топлива, с обеспечением надежного многократного запуска РДМТ при минимальной массе конструкции двигателя.
В предлагаемой конструкции, как и в прототипе, используется предкамерное воспламенение топлива с постоянным поступлением части расхода окислителя в предкамеру и поступлением пусковой порции горючего из промежуточной полости в предкамеру при запуске двигателя. Повышение полноты сгорания топлива в камере сгорания достигается интенсификацией перемешивания компонентов топлива за счет закрутки всего потока газов.
Для решения поставленной задачи предлагается следующий вариант конструктивного решения камеры РДМТ.
Камера ракетного двигателя малой тяги (РДМТ), работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе, содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенителем, подводящие трубопроводы подвода компонентов топлива. Конструкция смесительной головки включает в себя линии подачи горючего и окислителя, соединенные с соответствующими трубопроводами подачи компонентов.
Линия подачи окислителя включает осевой канал-форсунку, соединенный одним концом с трубопроводом подачи окислителя и другим концом сообщающийся с камерой сгорания. Стенка осевого канала-форсунки имеет одно или несколько радиальных отверстий для сообщения с полостью предкамеры и заканчивается шнеком, формирующим закрученное истечение окислителя в камеру сгорания.
Линия подачи горючего включает радиальный канал, соединенный с трубопроводом подачи горючего, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся тангенциальными каналами с расположенной с внешней стороны от осевого канала-форсунки окислителя кольцевой промежуточной полостью, которая, с одной стороны, сообщается кольцевым каналом-форсункой с камерой сгорания и, с другой стороны, одним или несколькими продольными каналами с предкамерой.
Участок канала-форсунки, соединяющий промежуточную полость с камерой сгорания, может иметь сужение кольцевым выступом, выполненным на внешней стенке канала-форсунки.
Суть изобретений поясняется чертежом.
Камера РДМТ включает камеру сгорания 1 с соплом 2, предкамеру 3 с воспламенителем 4, подводящий трубопровод 5 подачи в камеру окислителя и подводящий трубопровод 6 подачи в камеру горючего, смесительную головку 7. В камеру сгорания окислитель поступает по осевому каналу-форсунке 8 со шнеком 9 на конце и в предкамеру - через радиальное отверстие 10 в стенке осевого канала 8. Линия подачи горючего от трубопровода 6 до камеры сгорания 1 последовательно включает радиальный канал 11, кольцевой коллектор 12, тангенциальные каналы 13, промежуточную полость 14, кольцевой канал-форсунку 15 ввода горючего в камеру сгорания 1 и канал 16 подачи горючего в предкамеру при запуске двигателя
Рассмотрим работу этого устройства.
До запуска во всех полостях камеры двигателя давление одинаковое и равно давлению окружающей среды, как правило, вакуумному.
При запуске двигателя компоненты топлива подаются одновременно: окислитель по трубопроводу 5 и горючее по трубопроводу 6. Окислитель по осевому каналу-форсунке 8 поступает посредством, по крайней мере, одного радиального канала 10 в предкамеру 3 и в шнек 9, из которого закрученный поток окислителя истекает в камеру сгорания 1.
Горючее из трубопровода 6 через радиальный канал 11 поступает в кольцевой коллектор 12, из которого через тангенциальные каналы 13 поступает в промежуточную полость 14, откуда закрученным потоком через кольцевой канал-форсунку 15 истекает в камеру сгорания 1, а при запуске двигателя и в предкамеру 3 через осевой канал 16.
По мере поступления в предкамеру горючего и окислителя образуется смесь в необходимом для воспламенения соотношении компонентов топлива, которая воспламеняется от энергии воспламенителя 4.
Высокотемпературные продукты сгорания топлива из предкамеры истекают через осевой канал 16, промежуточную полость 14 и канал-форсунку 15 в камеру сгорания 1, в результате чего процесс горения распространяется в камеру сгорания и двигатель запускается.
По мере работы двигателя окислитель, поступающий по каналу 10 в предкамеру 3, создает в ней давление, большее, чем давление в промежуточной полости 14, и горючее перестает поступать в предкамеру, в результате процесс горения в предкамере прекращается.
Анализ уровня техники на соответствие заявленного решения условию патентоспособности изобретения «изобретательский уровень» показал следующее.
В заявляемом устройстве интенсификация перемешивания компонентов топлива достигается за счет закрутки всего расхода компонентов топлива, при этом значительная окружная составляющая скорости будет способствовать достижению достаточной для полного перемешивания длины смешения компонентов топлива при малой конструктивной длине камеры сгорания. В зависимости от предъявляемых к конструкции требований закрутка компонентов топлива может быть как односторонней, так и встречной. Повышение полноты сгорания топлива за счет закрутки потоков газов на входе в камеру сгорания наряду с реализацией надежного многократного запуска и возможностью минимизации массы конструкции камеры подтверждается результатами экспериментальных работ на стендах ФГУП «Центр Келдыша».
Источники информации
1. Appel M.A., Schoeman L., Berkman D.K. Oxygen/Hydrogen Thrusters for the Space Station Auxilary Propulsion Systems. JANNAF Propulsion Conference, 1984, p.29-37.
2. «Камера ракетного двигателя малой тяги, работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе». Заявка на изобретение №2008117806 от 07.05.2008, патент №2369766.