Результат интеллектуальной деятельности: КАМЕРА СГОРАНИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ

Предлагаемое техническое решение относится к области ракетных и реактивных двигательных установок и описывает устройство углерод-углеродной камеры сгорания маршевой силовой установки крылатой ракеты.

Известен корпус камеры сгорания летательного аппарата (патент РФ №2430306, 2010 г.), выполненный как многослойное изделие, содержащее металлическую обечайку, несущую механическую нагрузку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°C. Толщина каждого слоя подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения. Использование такой камеры при температурах, близких к 2000°C, значительно сказывается на толщинах используемых слоев, что приводит к существенному увеличению габаритов и массы камеры сгорания, снижению экономичности установки. Многослойная составная конструкция усложняет изготовление и снижает надежность изделия в целом.

Целью предлагаемого технического решения является устранение указанных недостатков: уменьшение массы и габаритов камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты при одновременном повышении экономичности силовой установки, а так же упрощение конструкции и повышение ее надежности.

Указанная цель достигается тем, что:

1. Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты, выполненная в виде многослойного изделия, содержащая обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами, с коэффициентом линейного расширения и модулем упругости, обеспечивающим температурную и механическую совместимость с обечайкой и толщиной, подобранной таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется, отличающаяся тем, что обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10^-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·10³ МПа, пределом прочности не менее 90 МПа, причем слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°C, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10^-6 1/°C.

2. Камера сгорания крылатой ракеты по п.1, отличающаяся тем, что камера сгорания выполнена неразъемной, обечайка выполнена зацело с нерегулируемым соплом силовой установки, имеет коническо-цилиндрическую форму, с расположенными на входной кромке штифто-шпилечными крепежными элементами для состыковки с силовой установкой.

Выполнение обечайки камеры сгорания (КС) из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, позволяет работать на больших высотах и при больших скоростях полета с температурой в КС порядка 2000°C без охлаждения и увеличения толщины стенки КС, вследствие высокой термопрочности и термостойкости материала.

Повышение рабочей температуры продуктов сгорания топлива до 2000°C на рабочих режимах обеспечивает более высокую полноту сгорания топлива, что так же повышает экономичность силовой установки.

Штифто-шпилечное соединение для состыковки КС с силовой установкой позволяет компенсировать разность тепловых расширений КС и силовой установки и обеспечить надежность соединения.

Выполнение КС неразъемной коническо-цилиндрической формы повышает прочность конструкции, упрощает изготовление, снижает массу и габаритные размеры.

На фиг. 1 представлена предлагаемая камера сгорания крылатой ракеты с условно изображенной границей КС и сопла. На фиг. 2 изображены крепежные элементы КС к силовой установке.

Предлагаемая камера сгорания крылатой ракеты фиг. 1.

Обечайка камеры сгорания - 1

Сопловая часть камеры сгорания - 2

Шпильки - 3

Штифт - 4

Защитное керамическое покрытие - 5.

Камера сгорания (КС) крылатой ракеты имеет коническо-цилиндрическую форму, состоит из обечайки камеры сгорания (1) и сопловой части (2), выполненных зацело из керамического материала. Со стороны протекания продуктов сгорания на поверхность обечайки КС и сопла нанесено теплозащитное керамическое покрытие (5), непосредственно контактирующее с продуктами сгорания, снижающего тепловой поток и защищающего от окисления корпус КС. На входе КС в относительно холодной зоне, не подвергаясь усиленному тепловому воздействию, с торцевой части, расположены шпильки (3) и штифт (4) для состыковки КС с силовой установкой крылатой ракеты.

Камера сгорания является составной частью силовой установки. Отсутствие необходимости охлаждения КС повышает экономичность силовой установки, за счет использования всего предварительно сжатого воздуха, проходящего через силовую установку, для получения тяги.

Таким образом, предложенная камера сгорания крылатой ракеты, выполненная зацело с соплом, имеет следующие оригинальные технические решения:

обечайка камеры выполнена из теплостойкого керамического материала, снижающего массу изделия, повышающего прочностные характеристики конструкции на высоких температурных режимах работы;

работа на высоких температурных режимах повышает экономичность силовой установки;

штифто-шпилечное соединение с силовой установкой снижает массу изделия, повышает надежность соединения и прочность конструкции в целом;

корпус камеры сгорания неразъемный, что позволяет уменьшить массу камеры, упростить технологию изготовления, повысить прочностные характеристики изделия;

камера сгорания неохлаждаемая, что позволяет повысить экономичность силовой установки, используя весь воздух для получения тяги; что позволяет существенно уменьшить габариты и массу КС и ракеты, повысить прочностные характеристики и упростить изготовление, а так же повысить тягово-экономические характеристики крылатой ракеты.