КАМЕРА СГОРАНИЯ ЖРД С ЭЛЕКТРОПЛАЗМЕННЫМ ЗАЖИГАНИЕМ

Изобретение предназначено для обеспечения многоразового поджига компонентов топлива в ЖРД, работающих на компонентах топлива жидкий кислород + жидкий водород или жидкий водород + сжиженный природный газ.

Камера сгорания содержит запальное устройство, смесительную головку, газовод с магистралями подвода окислительного генераторного газа, корпус камеры с каналами тракта охлаждения и магистралью подвода горючего на охлаждение.

Смесительная головка имеет корпус, состоящий из подколлекторного кольца, днища и центральной втулки, огневое днище, смесительные элементы, магистраль подвода горючего.

Использование: жидкостным ракетным двигателям многократного включения.

Сущность изобретения: камера сгорания жидкостного ракетного двигателя с электроплазменным зажиганием с боковым расположением запального устройства на газоводе смесительной головки обеспечивает свободный доступ к техническому обслуживанию запального устройства, его установке на двигатель и демонтажу, а также упрощает конструкцию узла крепления и качания двигателя, что приводит к снижению его массы.

Изобретения относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) многократного включения.

Известны двигатели ЖРД РД0120 и SSME, работающие на компонентах топлива жидкий кислород + жидкий водород по замкнутой схеме с восстановительным генераторным газом. Поджиг компонентов топлива осуществляется от запального устройства, закрепленного на наружной поверхности газовода камеры сгорания с расположением в центре смесительной головки.

Недостатком данной конструкции является расположение запального устройства по оси камеры сгорания, что приводит к:

- увеличению узла крепления и качания двигателя и в свою очередь к увеличению массы;

- усложнению процесса технического обслуживания запального устройства.

Наиболее близкой к предлагаемому изобретению является конструкция смесительной головки двигателя РД0120. Описание данной конструкции смесительной головки и расположенного в ней запального устройства изложены в книге «Маршевый двигатель ракеты-носителя «Энергия» - кислородно-водородный ЖРД (опыт создания). 2004 г. УДК 629.7036.54-63. Стр. 129 и 175».

Недостатком данной конструкции является расположение запального устройства на газоводе по оси камеры сгорания, что существенно усложняет конструкцию узла крепления и качания двигателя. Кроме того, усложняется процесс технического обслуживания двигателя в связи с плохим доступом. При необходимости диагностирования ЗУ или его замены приходится проводить трудоемкие работы по демонтажу ЗУ с двигателя и установки его в двигатель. На выполнение этих трудоемких работ требуется достаточно длительный период времени.

Кроме того, обеспечение доступа к запальному устройству приводит к развитию боковых поверхностей узла качания и, как следствие, к увеличению массы двигателя.

Этот недостаток устраняется настоящим изобретением, которое решает техническую задачу сокращения трудоемкости и времени проведения контроля технического обслуживания запального устройства, упрощает конструкцию узла крепления и качания двигателя, что приводит к снижению его массы.

Поставленная задача решается тем, что в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающей на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащей запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, согласно изобретению фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1 и 2.

Камера сгорания (фиг. 1) включает в себя смесительную головку 1, состоящую из корпуса 2, корпуса 3, центральной втулки 4, огневого днища 5, смесительных элементов 6, магистрали подвода окислительного генераторного газа 7, газовода 8, корпуса камеры сгорания 9.

На Фиг. 2 показано расположение запального устройства 10 с каналами охлаждения 11 во фланце 12, включающего в себя коллектор 13 с трубкой подвода охладителя 14 из запального устройства 10 и тракт охлаждения 15, который соединен с газоводом 8. Фланец 12 соединяется с втулкой изогнутой формы 16, имеющей тракт охлаждения 17, с помощью кольцевой накладки 18.

Камера работает следующим образом.

По соответствующим командам горючее поступает в тракт охлаждения корпуса камеры 9, из магистрали 7 окислительный генераторный газ поступает в газовод 8 и по нему - в смесительные элементы 6 смесительной головки 1.

В соответствии с циклограммой работы двигателя горючее поступает в запальное устройство 10 и затем - в тракт охлаждение 11, затем по трубке 14 - в коллектор 13 фланца 12, из которого по каналам тракта охлаждения 15 поступает в каналы 17 втулки изогнутой формы 16 и затем - в камеру сгорания на поджиг компонентов топлива, поступающих из смесительных элементов 6.

В запальном устройстве 10 проходит поджиг компонентов топлива и продукты сгорания с температурой 1500÷1700 К по газоводу 19 через фланец 12 и втулку изогнутой формы 16 поступают в камеру сгорания на поджиг компонентов топлива.

В связи с тем что высокотемпературный факел на всем пути от запального устройства до камеры сгорания проходит по газоводу, стенки которого охлаждаются, время работы запального устройства может не лимитироваться.

Таким образом, использование камеры сгорания с боковым расположением запального устройства на газоводе смесительной головки обеспечивает уменьшение времени на его техническое обслуживание, снижение массы двигателя за счет упрощения узла крепления и качания, уменьшение затрат и времени межполетного обслуживания.