×
20.02.2019
219.016.c39a

Результат интеллектуальной деятельности: КОРПУС КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок. Корпус камеры сгорания летательного аппарата выполнен как многослойное изделие, содержащее несущую механическую нагрузку внутреннего давления, металлическую обечайку, 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°С. Кремнеземная ткань имеет теплопроводность порядка 0,2 Вт/(м·K). Коэффициент линейного расширения и модуль упругости обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев и при рабочей температуре порядка 1000°С составляют примерно 20·10 1/°С и 20 ГПа соответственно. Толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения. Изобретение направлено на улучшение характеристик двигателя, на повышение его экономичности за счет создания корпуса камеры сгорания без дополнительной подачи воздуха на ее наружное охлаждение. 1 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок, а более точно касается корпуса камеры сгорания летательного аппарата.

Известны камеры сгорания интегральных ракетно-прямоточных двигателей, на внутренней поверхности которых нанесено теплозащитное покрытие, выполненное с защитно-крепящим слоем путем нанесения последнего на поверхность (патент РФ №2325544, опубл. 2008 г.).

Известна камера сгорания ракетного двигателя твердого топлива с теплозащитным покрытием внутренней поверхности (патент РФ №2290524, опубл. 2006 г.). Теплозащитное покрытие выполнено многослойным, каждый слой которого свернут из листа термостойкого материала. Листы склеены между собой и поверхностью камеры сгорания.

Известны камеры сгорания ЖРД с металлокерамическим эрозионно- стойким теплозащитным покрытием на основе композиции ZiO2+Ni Cr, (патент РФ №2283363, опубл. 2006 г.). Покрытие наносят из механических смесей плазменным напылением подслоя нихрома и последующего напыления керметной композиции из механической порошковой смеси. В качестве стабилизирующей добавки в порошке диоксида циркония используют оксид кальция, повышающий адгезионную прочность и термостойкость керметных покрытий.

Корпус камеры сгорания является сосудом высокого давления , эксплуатируемым в условиях высоких температур.

Известные камеры сгорания изготавливаются из жаропрочных сплавов и являются охлаждаемыми конструкциями, так как тепловая нагрузка на корпус камеры без охлаждения выше уровня температурного разрушения металла корпуса и превышает 950°C.

На охлаждение корпуса камеры сгорания расходуется до 8% воздуха, подаваемого в двигатель, приводящее к снижению характеристик двигателя. Неохлаждаемых корпусов камер сгорания летательных аппаратов не выявлено.

В основу изобретения поставлена задача улучшения характеристик двигателя, повышение его экономичности.

Технический результат заключается в создании неохлаждаемого корпуса камеры сгорания, т.е. создания корпуса камеры сгорания без дополнительной подачи воздуха на ее наружное охлаждение.

Поставленная задача решается тем, что корпус камеры сгорания летательного аппарата выполнен как многослойное изделие, содержащее несущую механическую нагрузку внутреннего давления, металлическую обечайку, 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, причем кремнеземная ткань имеет теплопроводность порядка 0,2 Вт/(м·K), а коэффициент линейного расширения и модуль упругости обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев и при рабочей температуре порядка 1000°C составляют примерно 20·10-6 1/°C и 20 ГПа соответственно, а толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.

Целесообразно, чтобы керамический композиционный материал, армированный углеродными волокнами, имел бы коэффициент линейного расширения порядка 4·10-6 1/°C и модуль упругости порядка 150 ГПа и теплопроводность ниже 30 Вт/(м·K), керамический композиционный высокотемпературный материал - коэффициент линейного расширения порядка 4·10-6 1/°C и модуль упругости порядка 150 ГПа и теплопроводность ниже 30 Вт/(м·K), связующий материала - коэффициент линейного расширения порядка 4·10-6 1/°C и модуль упругости порядка 150 ГПа и теплопроводность ниже 30 Вт/(м·K).

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом, иллюстрирующим снижение слоями тепловой нагрузки на металлическую обечайку до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.

Предлагается неохлаждаемый корпус камеры сгорания, который выполнен как многослойная конструкция камеры.

Корпус содержит (чертеж) металлическую обечайку 5, которая несет механическую нагрузку внутреннего давления камеры сгорания и имеет толщину δм, слой кремнеземной ткани 4 толщиной δкр, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки 5, слой 3 керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами толщиной δккм, слой 2 коррозионно-стойкого связующего материала толщиной δ и слой 1 керамического композиционного высокотемпературного материала, толщиной δтзп.

В таблице приведены свойства материала отдельных слоев

Свойства материала Слои
Толщина слоев используемых материалов δм δкр δккм δсс δтзп
Рабочая температура, °C ≤950 ≤1000 ≤1350 ≤1500 1600
Удельный вес г/см3 ≤7.5 2.0 3.0 3.0 3.0
Теплопроводность, Вт/(м·K) >100 0.2 ≤30 ≤1.5 ≤2.0
Коэф. линейного расширения, 10-6 1/°C 18 20 4 9 11
Модуль упругости, ГПа 200 20 150 220 250

Внесение слоя кремнеземной ткани 4 с уникально низкой теплопроводностью 0,2 Вт/(м·K) позволяет существенно снизить уровни температур в металлическом корпусе камеры сгорания. Кроме того, высокое значение коэффициента линейного расширения 20·10-6 1/°C и низкий модуль упругости 20 ГПа обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и керамических слоев.

Слой 3 керамического композиционного материла, армированного углеродными волокнами толщиной δккм, с одной стороны позволяет несколько уменьшить градиенты температуры в слое 1 керамического композиционного высокотемпературного материала, понизив тем самым реальную термонапряженность, следовательно, повысив длительную прочность.

С другой стороны, слой 3 керамического композиционного материала армированного углеродными волокнами толщиной δккм, позволяет дополнительно уменьшить температурные потоки и обеспечить на поверхности слоя 4 из кремнеземной ткани температуры, не превышающие температуру ее работоспособности.

Выбирая толщины слоев с кремнеземной тканью δкр и керамическим композиционным материалом δккм, можно в широких пределах управлять уровнем температуры в несущей нагрузку металлической обечайке.

Толщина каждого из теплозащитных слоев согласно изобретению, подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.

При такой тепловой нагрузке температура наружной поверхности металлической обечайки корпуса камеры сгорания ниже температурного разрушения металла корпуса и не превышает 950°C.

На чертеже показан график снижения температуры корпуса камеры сгорания летательного аппарата согласно изобретению. При сжигании топлива в камере сгорания образуется газовый поток с температурой 1600°C. Слой 1 керамического композиционного высокотемпературного материала толщиной δтзп снижает эту температуру до 1400°C, слой 2 коррозионно-стойкого связующего материала толщиной δсс снижает температуру с 1400°C до 1350°C, слой 3 керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами толщиной δккм снижает температуру с 1350°C до 1000°C, слой кремнеземной ткани 4 толщиной δкр снижает температуру с 1000°C до 600°C. Таким образом, температура на внутренней поверхности металлической обечайки 5 составляет 600°C, что значительно ниже опасных температур ≥950°C, требующих дополнительного наружного воздушного охлаждения корпуса камеры сгорания.

Корпус камеры сгорания согласно изобретению изготавливают следующим образом.

Кремнеземную ткань пропитывают высокотемпературным клеем и прикрепляют к металлической обечайке 5 по всей ее внутренней поверхности. Затем к слою 4 кремнеземной ткани прикрепляют слой 3 керамического композиционного материла, армированного углеродными волокнами. Поверх слоя 3 наносят слой 2 коррозионно-стойкого связующего материала толщиной δсс и слой 1 керамического композиционного высокотемпературного материала толщиной δтзп. Нанесение слоев осуществляют известным образом. Обычно толщина теплозащитного покрытия (δсстзп) составляет несколько десятков микрон.

Корпус камеры сгорания согласно изобретению позволяет улучшить характеристики двигателя

За счет экономии энергоресурсов на дополнительное наружное воздушное охлаждение изобретение позволяет повысить давление компрессора летательного аппарата при одновременном повышении температуры газа в камере сгорания.

Механическая совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев повышает долговечность конструкции.

Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 71-80 из 204.
19.01.2018
№218.016.017c

Трансмиссионная смазочная композиция

Изобретение относится к области смазочных композиций для трансмиссий летательных аппаратов, в частности для смазки трансмиссий винтов вертолетов. Трансмиссионная смазочная композиция содержит базовый состав на основе полиальфаолефинового масла, включающий сложный эфир двухосновной кислоты,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002629949
Дата охранного документа: 05.09.2017
20.01.2018
№218.016.115a

Газогенератор твердого топлива

Изобретение относится к отраслям промышленности, где требуется создание потока с регулируемым массовым расходом газообразного низкотемпературного рабочего тела. Газогенератор содержит центральный полый цилиндр, закрытый с одного торца и открытый в виде суживающегося сопла с другого торца,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002633976
Дата охранного документа: 20.10.2017
13.02.2018
№218.016.1fef

Зубчатое колесо

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в высоконагруженных зубчатых передачах, в частности в передачах центрального и углового приводов авиационных двигателей. Зубчатое колесо содержит обод с коническим зубчатым венцом и кольцевым пазом прямоугольного сечения,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002641351
Дата охранного документа: 17.01.2018
13.02.2018
№218.016.22c6

Способ сравнительной оценки эффективности присадок - промоторов горения топлива в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя

Изобретение относится к жидким углеродсодержащим топливам, содержащим присадки, применительно к оценке эффективности присадок - промоторов горения топлива в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя. Способ заключается в том, что на первом этапе в испарительную камеру сгорания подают...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642236
Дата охранного документа: 24.01.2018
13.02.2018
№218.016.230c

Устройство уравновешивания осевого давления ротора турбомашины

Устройство уравновешивания осевого давления ротора турбомашины содержит полый корпус и установленный в корпусе дисковый поршень с центральным валом и разделением корпуса на две полости с каналами подвода и отвода сжатого воздуха в каждую полость. Один конец вала снабжен центральным резьбовым...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002641994
Дата охранного документа: 23.01.2018
17.02.2018
№218.016.2bc2

Демпфирующий элемент

Изобретение относится к области машиностроения. Демпфирующий элемент для конического зубчатого колеса выполнен в виде металлического кольца, установленного с возможностью взаимодействия с внутренней опорной поверхностью. Металлическое кольцо выполнено с прямоугольным поперечным сечением и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002643309
Дата охранного документа: 31.01.2018
17.02.2018
№218.016.2e1e

Дроссельное устройство

Изобретение относится к арматуростроению и предназначено для регулирования расходов высокотемпературных газов в испытательных стендах авиадвигателей, а также других отраслях промышленности. Корпус устройства выполнен разъемным, состоящим из двух частей - передней и задней, содержащих...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002643876
Дата охранного документа: 06.02.2018
17.02.2018
№218.016.2e24

Устройство для определения адгезионной прочности многослойного керамического теплозащитного покрытия

Изобретение относится к области технической физики и может быть использовано для определения адгезионной прочности многослойного керамического теплозащитного покрытия (ТЗП), применяемого для защиты деталей машин от высоких температур, преимущественно в авиационной технике. Устройство содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002643682
Дата охранного документа: 05.02.2018
04.04.2018
№218.016.2f76

Авиационная силовая установка

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль. Выносной вентиляторный модуль имеет корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002644721
Дата охранного документа: 13.02.2018
10.05.2018
№218.016.3896

Нанокомпозитное твердое горючее для прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Изобретение относится к созданию нанокомпозитного твердого горючего для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, которое может применяться в различных ракетных системах, например, противоракетной, противовоздушной обороны, ракетных систем залпового огня и другого назначения. Твердое горючее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002646933
Дата охранного документа: 12.03.2018
Показаны записи 1-10 из 10.
10.10.2013
№216.012.739e

Лопатка осевой лопаточной машины

Изобретение относится к области лопаточных машин, в частности к конструкции композиционных лопаток осевых вентиляторов и компрессоров авиадвигателей. Лопатка лопаточной машины содержит профилированное перо, комлевую часть, а также хвостовик типа «ласточкин хвост» и выполнена из ориентированных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495255
Дата охранного документа: 10.10.2013
10.01.2014
№216.012.93c1

Способ изготовления накладки передней кромки композиционной лопатки вентилятора

Изобретение относится к обработке металлов давлением и может быть использовано при изготовлении накладки передней кромки композиционной лопатки вентилятора газотурбинного двигателя. Заготовку из титанового сплава профилируют в вертикальной и горизонтальной плоскостях. После профилирования...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002503519
Дата охранного документа: 10.01.2014
10.06.2014
№216.012.cbfa

Способ определения характеристик композиционного материала

Изобретение относится к области измерения, в частности определения механических свойств материалов. Способ заключается в возбуждении колебаний образца композиционного материала в виде прямоугольной пластины со свободными краями и определении частот и картин форм собственных колебаний пластины....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002517989
Дата охранного документа: 10.06.2014
09.06.2018
№218.016.5e45

Способ изготовления деталей из волокнистого полимерного композиционного материала

Изобретение относится к технологии формования деталей, состоящих из композиционного материала на основе термоактивной матрицы, а именно к способу изготовления деталей из волокнистого полимерного композиционного материала. Способ изобретения включает операции: на одной из рабочих поверхностей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002656317
Дата охранного документа: 04.06.2018
19.06.2019
№219.017.85f5

Устройство для испытания колец

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для экспериментального определения окружной прочности кольцевых элементов конструкций. Устройство для испытания колец содержит секторные элементы, расположенные внутри испытуемого кольца, причем оно выполнено из n секторных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002392599
Дата охранного документа: 20.06.2010
19.06.2019
№219.017.8ab1

Роторный узел для газотурбинного двигателя

Роторный узел для газотурбинного двигателя содержит пару металлических дисков с центральным отверстием под вал ротора и множеством прецизионно обработанных сквозных отверстий под штифт, равномерно распределенных по длине двух концентрических окружностей, и лопаточный узел, размещенный между...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002439337
Дата охранного документа: 10.01.2012
24.01.2020
№220.017.f920

Способ изготовления упрочняющей накладки передней кромки лопатки вентилятора

Изобретение относится к изготовлению металлической накладки для упрочнения передней кромки лопатки вентилятора. Осуществляют изготовление двух заготовок, диффузионную сварку заготовок в пакет с внутренней полостью, крутки и пневмоформовку пакета. Внутреннюю полость пакета формируют путем...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002711697
Дата охранного документа: 21.01.2020
13.03.2020
№220.018.0b64

Способ изготовления преформы рабочей лопатки вентилятора из композиционного материала

Изобретение относится к способам изготовления деталей из композиционных материалов, а именно к способам изготовления преформ рабочих лопаток вентилятора авиационного двигателя из композиционного материала. Способ осуществляют путем того, что к основе поочередно пришивают стежками фиксирующей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002716443
Дата охранного документа: 11.03.2020
03.06.2020
№220.018.2346

Способ нашивки объемных преформ

Изобретение относится к области технологии изготовления преформ изделий из полимерных композиционных материалов (ПКМ) - заготовок на основе армирующих волокон. Изобретение может быть использовано в базовых отраслях промышленности, таких как авиастроение, космическая отрасль, энергетика, судо- и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002722494
Дата охранного документа: 01.06.2020
21.04.2023
№223.018.5063

Способ определения предела прочности при растяжении керамических и композиционных материалов

Изобретение относится к области технической физики, а именно к способам определения предела прочности при растяжении керамических и композиционных материалов, и может быть использовано при определении прочностных и упругих характеристик материалов. Сущность: осуществляют нагрев рабочей зоны...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002794108
Дата охранного документа: 11.04.2023
+ добавить свой РИД