×
14.05.2020
220.018.1c22

Результат интеллектуальной деятельности: КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя, состоящая из непроницаемой внешней стенки и непроницаемой внутренней стенки, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению между внешней стенкой и внутренней стенкой расположена пористая вставка, а камера представляет собой монолитную конструкцию, изготовленную аддитивным методом. Кроме того, пористая вставка занимает весь объем между внешней стенкой и внутренней стенкой камеры жидкостного ракетного двигателя, а также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе критического сечения сопла, также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе камеры сгорания и части сопла. Изобретение обеспечивает повышение эффективности охлаждения, жесткости конструкции и технологичности. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к двигателестроению, и может быть использовано при создании ракетных двигателей, обладающих высокими значениями температуры в камере.

Известен элемент жидкостного ракетного двигателя (RU №2278292, кл. С2, публ. 24.01.2018), содержащий несущую нагрузку стенку со множеством охлаждающих каналов для прохода охладителя. Каждый охлаждающий канал имеет расположенную под углом к его оси направляющую поток охладителя поверхность, которая создает в протекающем через охлаждающий канал в осевом направлении потоке охладителя дополнительно радиальную составляющую скорости.

Недостатком данного элемента жидкостного ракетного двигателя является высокая сложность конструкции и, как следствие, ее изготовления. Кроме того, существующая в данном элементе неравномерность распределения теплосъемной поверхности приведет к быстрому прогару участков, расположенных между охлаждающими каналами.

Известна также камера сгорания жидкостного ракетного двигателя (RU №2171388, кл. С2, публ. 27.07.2001) с регенеративным и транспирационным охлаждением, содержащая смесительную головку с огневым днищем и форсунками, внутреннюю и наружную оболочки, транспирационно охлаждаемую пористую вставку. Форсунки соединяют полости компонентов с полостью камеры сгорания и выполнены коаксиальными, соосно-струйными, включающими втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник. Внутренняя и наружная оболочки расположены в начальной части камеры сгорания. Пористая вставка расположена от огневого днища на расстоянии, равном 15-20 внутренних диаметров втулки. Начальный участок пористой вставки выполнен с проницаемостью в 1,1-2,5 раза большей, чем проницаемость остальной части.

Недостаток указанного выше изобретения заключается в том, что часть камеры сгорания имеет регенеративное охлаждение, а часть - транспирационное, причем в транспирационной части охлаждения некоторое количество охладителя поступает в огневую полость камеры сгорания через стенки камеры, минуя смесительную головку. Описанное явление негативно отражается на экономичности камеры сгорания, а следовательно, не является выгодным решением при создании жидкостного ракетного двигателя.

Прототипом данного изобретения может выступать патент на изобретение (RU №2516678, кл. С2, публ. 10.08.2013), содержащий наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.

Данная система регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.

Охладитель подается по каналам охлаждения и нагревается за счет теплообмена с огневой оболочкой. При обтекании горизонтальных полок двутавровых проставок, на которых выполнены выборки, происходит турбулизация потока за счет его попеременного расширения-сжатия. Выполнение сквозных каналов в вертикальных стенках двутавровых проставок позволяет обеспечить перетекание охладителя из одного канала охлаждения в другой, что дополнительно турбулизирует поток и улучшает условия теплообмена.

Основным недостатком описанного выше изобретения является недостаточная эффективность теплообмена из-за отсутствия развитой поверхности теплообмена в каналах, в следствии чего снижается эффективность охлаждения. Кроме того, такое конструктивное оформление турбулизирующих выступов связано со сложностью и высокой трудоемкостью изготовления.

Технический эффект, создаваемый предложенной камерой жидкостного ракетного двигателя, состоит в обеспечении более эффективного охлаждения, более высокой жесткости конструкции, а также технологичности изделия в целом, в сравнении с подобными устройствами, в том числе благодаря применению аддитивного метода изготовления.

Данный технический эффект достигается в камере жидкостного ракетного двигателя, состоящей из непроницаемой внешней стенки и непроницаемой внутренней стенки, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению, между внешней стенкой и внутренней стенкой расположена пористая вставка, а камера представляет собой монолитную конструкцию, изготовленную аддитивным методом.

Кроме того, пористая вставка занимает весь объем между внешней стенкой и внутренней стенкой камеры жидкостного ракетного двигателя, а также, как вариант, пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе критического сечения сопла, также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе камеры сгорания и части сопла.

Суть данного изобретения поясняется на фиг. 1, где изображено сечение камеры жидкостного ракетного двигателя, состоящей из камеры сгорания и сопла, содержащей внешнюю и внутреннюю стенки, а также расположенную между ними регенеративно охлаждаемую пористую вставку.

Суть изобретения поясняется на фиг. 1, 2, 3, где показано, что в состав камеры жидкостного ракетного двигателя входят:

1 - камера сгорания жидкостного ракетного двигателя;

2 - сопло жидкостного ракетного двигателя;

3 - внешняя стенка камеры жидкостного ракетного двигателя;

4 - внутренняя стенка камеры жидкостного ракетного двигателя;

5 - пористая вставка;

А-А - критическое сечение сопла жидкостного ракетного двигателя.

Конструктивно камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания 1, сопло 2, внешнюю стенку 3, внутреннюю стенку 4, а также расположенную между ними пористую вставку 5. Все перечисленные элементы выполнены с использованием аддитивного метода производства.

Работа камеры осуществляется следующим образом.

В предлагаемой конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя охлаждение осуществляется за счет проходящего через расположенную между внешней стенкой 3 и внутренней стенкой 4 пористую вставку 5 охладителя, роль которого может выполнять, например, один из топливных компонентов. Пористая вставка, при применении в ее производстве аддитивного метода, обеспечивает наиболее качественное охлаждение камеры сгорания за счет увеличения поверхности теплообмена при отсутствии негативного влияния на экономичность, а также увеличивает жесткость конструкции и технологичность изделия в целом.

Некоторые другие варианты расположения пористой вставки по длине камеры представлены на фиг. 2 и фиг. 3.

На Фиг. 2 представлен следующий вариант расположения пористой вставки по длине камеры: пористая вставка расположена только в районе критического сечения сопла.

На Фиг. 3 представлен следующий вариант расположения пористой вставки по длине камеры: пористая вставка расположена только в районе камеры сгорания и части сопла.

Работа вариантов, показанных на фиг. 2 и фиг. 3, аналогична описанной выше.

Преимуществом данной камеры жидкостного ракетного двигателя, благодаря использованию аддитивных технологий, является обеспечение более эффективного охлаждения, более высокой жесткости конструкции, а также технологичности изделия в целом, в сравнении с подобными устройствами.

Таким образом, реализация данного изобретения приводит к повышению эффективности проектируемого ракетного двигателя.


КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-1 из 1.
19.01.2018
№218.016.058c

Способ термостабилизации электронной аппаратуры

Изобретение относится к электронике и может быть использовано для обеспечения требуемых тепловых режимов элементов радиоэлектронной аппаратуры, в частности электронных плат. Способ термостабилизации электронной аппаратуры, основанный на пропускании предварительно охлажденного или нагретого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002630948
Дата охранного документа: 14.09.2017
Показаны записи 1-9 из 9.
27.02.2013
№216.012.2b99

Энергоустановка

Энергетическая установка содержит паровую машину с системой подачи компонентов топлива, кинематически связанную с электрогенератором. Паровая машина выполнена в виде высокотемпературного парогазогенератора, например кислородно-водородного. На выходе паровой машины установлен турбонасосный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476688
Дата охранного документа: 27.02.2013
20.11.2014
№216.013.0928

Способ градуировки и поверки расходомера газа и устройство для его реализации

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано при градуировке и поверке расходомеров газа (сверхкритических расходомеров и расходомеров переменного перепада), применяемых в промышленных и лабораторных установках. Способ градуировки и поверки расходомеров газа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002533745
Дата охранного документа: 20.11.2014
19.01.2018
№218.016.0446

Способ образования газа в газогенераторе и газогенератор (варианты)

Изобретение относится к способу образования газа и конструкции устройств для образования газа. Способ образования газа в газогенераторе, основанный на сжигании компонентов топлива, получении продуктов сгорания и смешении балластировочного газа с продуктами сгорания, заключается в том, что...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002630625
Дата охранного документа: 11.09.2017
19.01.2018
№218.016.058c

Способ термостабилизации электронной аппаратуры

Изобретение относится к электронике и может быть использовано для обеспечения требуемых тепловых режимов элементов радиоэлектронной аппаратуры, в частности электронных плат. Способ термостабилизации электронной аппаратуры, основанный на пропускании предварительно охлажденного или нагретого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002630948
Дата охранного документа: 14.09.2017
04.04.2019
№219.016.fb16

Способ получения термоэлектрического материала р-типа проводимости на основе твердых растворов bite-sbte

Изобретение относится к области термоэлектрического преобразования энергии, а именно к изготовлению термоэлектрического материала р-типа проводимости, используемого в термоэлектрических генераторных устройствах. Сущность изобретения: способ получения термоэлектрического материала на основе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002683807
Дата охранного документа: 02.04.2019
06.04.2019
№219.016.fd91

Турбонасосный агрегат

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах жидкостных ракетных двигателей и ядерных ракетных двигателей. Турбонасосный агрегат содержит насос и турбину, вал, опирающийся на подшипники, установленные на валу...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002684063
Дата охранного документа: 03.04.2019
19.05.2023
№223.018.64e7

Бустерный турбонасосный агрегат жрд (варианты)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), преимущественно кислородно-метановых и кислородно-водородных. Бустерный турбонасосный агрегат ЖРД, содержащий насос, турбину, подшипник турбины, подшипник насоса, разделительную...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002730566
Дата охранного документа: 24.08.2020
16.06.2023
№223.018.7a4e

Лопаточный насос

Изобретение относится к области насосостроения и может быть использовано в том числе в насосах авиационных и жидкостных ракетных двигателей. Лопаточный насос содержит корпус (1), подвод (2), рабочее колесо (4) с покрывным диском (7), бесконтактное уплотнение (8), расположенное на покрывном...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002731552
Дата охранного документа: 04.09.2020
16.06.2023
№223.018.7b96

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (варианты)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) и энергоустановках различного назначения. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы содержит камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002755848
Дата охранного документа: 22.09.2021
+ добавить свой РИД