СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ КОРПУСА РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Предлагаемая полезная модель относится к области авиации и космонавтики, а именно, к системам охлаждения корпуса реактивного двигателя (далее - РД) летательного аппарата (далее - ЛА).
Настоящее время - время бурного развития авиации и космонавтики, где главная проблема - это двигатели. Повышение надежности и живучести любого РД - задача номер один в двигателестроении
Одна из проблем обеспечения надежности и живучести РД - охлаждение корпуса (камера сгорания+сопловой блок) РД от воздействия высокотемпературных рабочих газов.
Создание высоко эффективных систем охлаждения РД - одна из насущных проблем современного двигателестроения.
Известна система (1) охлаждения корпуса РД, реализующая технологию наружного отвода тепла от корпуса РД охлаждающей жидкостью, например топливом, через щелевую полость, образованную наружной поверхностью корпуса двигателя и внешним кожухом - «рубашкой».
Причем пропускание охлаждающей жидкости осуществляется от среза сопла к дну камеры сгорания.
Недостатком данной системы охлаждения является ограниченная область ее применения, в связи невозможностью полной нейтрализации тепловых потоков в корпусе, возникающих в связи с повышением давления газов в двигателе и применением в двигателе топлив с повышенной теплотворной способностью.
Известна система (2) охлаждения корпуса РД, использующая технологию уменьшения доступа тепла рабочего газа к внутренней поверхности корпуса двигателя, за счет формирования на внутренней поверхности корпуса защитного слоя жидкости и газа пониженной температуры (пленочное охлаждение) по сравнению с температурой ядра газового потока, конструктивно обеспечиваемое подводом охлаждающей жидкости (в качестве которой можно использовать топливо) к внутренней поверхности корпуса двигателя.
Недостатком данной системы охлаждения двигателя является то, что, несмотря на улучшенные возможности по охлаждению, чем в системах типа (1), растет расход топлива в двигателе, возрастает вероятность нарушения стабильности работы двигателя в связи с влиянием распыляемого топлива для охлаждения на рабочий процесс горения в камере.
Известна система (3) охлаждения корпуса РД, использующая комбинацию вышеуказанных, когда одновременно уменьшают тепловой поток к внутренней поверхности корпуса и организуют повышенный отвод тепла от стенки корпуса снаружи.
Недостатками данной системы охлаждения, несмотря на ее улучшенные возможности по охлаждению корпуса РД являются: во - первых, повышенный расход топлива при использовании жидкого топлива для ограничения теплового
потока к внутренней поверхности корпуса, во - вторых, повышенный вес и габариты конструкции и, что не менее важно, ухудшение стабильности и надежности работы РД вследствие дополнительного распыления топлива для обеспечения внутренней поверхности корпуса.
Задачей, которую решали авторы при разработке предложенной конструкции охлаждаемого корпуса РД являлось расширение диапазона энергетических параметров системы охлаждения, повышение стабильности и надежности ее работы с одновременным уменьшением расхода топлива на ее функционирование.
Данная задача решена в предложенной конструкции системы охлаждения корпуса РД, которая содержит узел наружного охлаждения корпуса жидким проточным теплоносителем, например, щелевого типа, и узел ограничения теплового воздействия рабочих газов на внутреннюю поверхность корпуса в виде защитного термостойкого экрана, установленного с воздушным зазором по отношению к внутренней поверхности корпуса.
Существенно новыми признаками предложенной конструкции охлаждаемого корпуса РД являются:
- выполнение узла ограничения теплового воздействия газов на внутреннюю поверхность корпуса в виде защитного термостойкого экрана;
- установка защитного термостойкого экрана с воздушным зазором по отношению к внутренней поверхности корпуса.
По мнению авторов, в технике известны жаростойкие покрытия и экраны, для защиты от воздействия высоких температур, но в данной совокупности новые признаки кроме защиты корпуса от высоких температур позволяют по отношению к прототипу расширить диапазон энергетических параметров системы охлаждения, повысить надежность и стабильность ее работы и одновременно снизить расход топлива на ее функционирование, что позволяет говорить о существенности новых признаков.
Предложенная конструктивная схема системы охлаждаемого корпуса РД представлена на прилагаемом чертеже.
В соответствии с предложенной конструктивной схемой корпус 1 РД (камера сгорания 2 + сопловой блок 3) имеет узел 4 наружного охлаждения жидким проточным охладителем, в качестве которого используется жидкий топливный компонент РД, например, керосин.
Данный узел 4 может быть выполнен по типу щелевого, например винтового, канала 5, сформированного в корпусе 1 для пропускания топлива, например, от среза сопла РД к форсункам (на схеме не указаны) камеры сгорания 2.
Предложенная конструкция охлаждаемого корпуса 1 снабжена узлом 6 ограничения теплового воздействия газов на внутреннюю поверхность корпуса 1, который выполнен в виде защитного термостойкого экрана 7, например металлического, установленного с воздушным зазором 8 по отношению к внутренней поверхности корпуса 1 РД.
Работа системы охлаждения корпуса при работе РД в стационарном режиме заключается в следующем.
Газы, образующиеся при сгорании топлива в камере сгорания 2, воздействуют на термостойкий экран 7, который нагревается до температуры газов в камере 2.
При этом в связи с воздушной подушкой (зазор 8) между экраном 7 и корпусом 1 теплопередача осуществляется за счет излучения, что существенно снижает тепловые потоки и корпус 1 нагревается меньше, чем, если бы он контактировал непосредственно с рабочими газами РД.
При работе РД топливный насос (на чертеже не указан) нагнетает топливо из топливных баков в узел 4 наружного охлаждения корпуса 1 РД. Топливо, проходя по щелевому каналу 5, нагревается, охлаждая корпус 1 и далее поступает к распылительным форсункам (на чертеже не указаны) камеры сгорания 2.
Т.к. узел 6 ограничения теплового воздействия газов на внутреннюю поверхность корпуса 1 РД стабильно и на большую величину, чем в прототипе, уменьшает тепловые потоки, поступающие на нагрев корпуса 1, то узел 4 легче справляется с поступающей тепловой нагрузкой.
Таким образом, корпус 1 в стационарном режиме работы РД за счет предложенной системы охлаждения находится в менее жестких условиях температурного воздействия, чем в известном, что позволяет использовать в камере 2 и сопловом блоке 3 РД более высокие параметры давления рабочих газов, топливо с большей теплотворной способностью, т.е. расширить диапазон энергетических параметров РД.
Т.к. в предложенной системе охлаждения РД для охлаждения внутренней стенки корпуса 1 не тратится топливо, как при традиционном охлаждении распылением (пленочное охлаждение), то кроме вышеуказанных преимуществ, предложенная система охлаждения корпуса РД еще и экономит топливный компонент-керосин.
Необходимо отметить, что в связи с отсутствием дополнительного распыления топлива для охлаждения, ликвидируются нестабильности процесса горения, характерные для РД с такой системой охлаждения, что является еще одним положительным моментом предложенной системы по отношению к прототипу.
Все детали предложенной конструкции изготавливаются из стандартных для данной отрасли техники материалов по известным стандартным технологиям.
Предложенная система охлаждения корпуса РД может быть применена в РД как с круглой в сечении формой корпуса, так и с прямоугольной, в зависимости от типа РД, в котором она используется, как в корпусах с полным кольцевым охлаждением так и неполным.
По длине корпуса РД (камера сгорания 3 + сопловой блок 4) конструктивное оформление системы охлаждения также может быть разное, например, можно охлаждать весь корпус по длине, а можно, например, только камеру сгорания и т.п.
В настоящее время на предприятии заявителе изготовлен и испытан с положительными результатами опытный образец ПВРД с использованием данной системы охлаждения корпуса.
Проводится работа по его промышленной реализации.
Литература.
1. Г.Б.Синярев и М.В.Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. 2 издание. Гос.издательство МОП. Москва. 1957 г.стр.324
2. Г.Б.Синярев и М.В.Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. 2 издание. Гос.издательство МОП. Москва. 1957 г.стр.337
3. Г.Б.Синярев и М.В.Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. 2 издание. Гос.издательство МОП. Москва. 1957 г.стр.342