RU2300007C1 - Вихревой ракетный двигатель - Google Patents
Вихревой ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2300007C1 RU2300007C1 RU2006101934/06A RU2006101934A RU2300007C1 RU 2300007 C1 RU2300007 C1 RU 2300007C1 RU 2006101934/06 A RU2006101934/06 A RU 2006101934/06A RU 2006101934 A RU2006101934 A RU 2006101934A RU 2300007 C1 RU2300007 C1 RU 2300007C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- vortex
- chamber
- cone
- nozzles
- oxidant
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано для конструирования тяговых двигателей ракет на жидком топливе с окислителем. В вихревом ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания в виде цилиндра с дном с одной стороны и сводом для перехода в горловину с другой стороны, форсунки для подачи топлива и окислителя, согласно изобретению, на дне камеры выполнен конус для разворота вихря, часть форсунок расположена равномерно на своде с возможностью обеспечения образования вихря и предназначена для ввода топлива и части окислителя, а одна форсунка расположена в конусе для разворота вихря и предназначена для ввода оставшейся части окислителя. Форсунки подачи топлива и окислителя расположены по касательной к окружности свода под углом 60° к поверхности свода. Двигатель снабжен отклоняющими лопатками для компенсации реактивного вращательного движения камеры, закрепленными на конусе, который сопряжен с горловиной камеры. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции и снижение ее массы. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано для конструирования тяговых двигателей ракет на жидком топливе с окислителем.
Известен ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, рабочая часть которой предназначена для горения топлива и окислителя и соединена посредством горловины с расширяющимся соплом для выпуска газов, образующихся в результате горения. Рабочая часть питается окислителем с конца, противоположного горловине, и охвачена пористым поверхностным слоем из термоструктурируемого композиционного материала, в который подается топливо с наружной стороны, противоположной рабочей части. Часть топлива подается в рабочую часть через пористый поверхностный слой и служит для питания двигателя. Другая часть топлива, не проходящая через пористый поверхностный слой, направляется к горловине и предназначена для ее охлаждения. Такой ракетный двигатель небольшой массы, содержащий небольшое количество деталей прост в изготовлении (см. патент на изобретение РФ №2266423, МПК F02K 9/64).
Недостатком является относительно большое сопло, кроме того, наличие пористой мембраны создает большое сопротивление скоростной подачи топлива.
Известен жидкостный ракетный двигатель на топливе, содержащем гелиевую добавку, включающий камеру сгорания с соплом, которые снабжены каналами регенеративного охлаждения, турбонасосную систему подачи окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя, гелиевый контур регенеративного охлаждения камеры, включающий агрегат подачи с турбинным приводом (см. заявку на изобретение №2004106581, МПК F02K 1/00).
Однако данный двигатель также имеет большую массу, сложность условий хранения компонентов окислителя и топлива.
Наиболее близким к предлагаемому решению является двигатель, который состоит из вихревой камеры воспламенения и сжигания топлива, магнитного ускорителя плазмы и газодинамического сопла, соединенных соосно и сопряженных торцовыми поверхностями, на которых размещены форсунки для подачи воды (пара) и коронирующие электроды. Причем магнитный ускоритель ионно-радиационной плазмы обеспечивает создание вращающегося магнитного поля и разделение ионизированных газов плазмы по спектральной массе, а сопло заканчивается зондами для концентрации и стечения ионизированных газов (см. патент РФ №2099572, МПК F02K 11/00).
Недостатком является большая масса и сложность конструкции. Кроме того, рабочее тело, образующееся в камере сгорания, начинает разгон с перехода камеры сгорания в сопло и до края сопла. Истечение его происходит хаотично, что приводит к возникновению вибраций, передающихся самой ракете, поэтому ракета должна обладать избыточной прочностью.
Задачей предлагаемого изобретения является упрощение конструкции двигателя и снижение его массы за счет передачи функции сопла камере сгорания при исключении окисления стенок камеры сгорания.
Поставленная задача решается тем, что в вихревом ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания в виде цилиндра с дном с одной стороны и сводом для перехода в горловину с другой стороны, форсунки для подачи топлива и окислителя, согласно изобретению на дне камеры выполнен конус для разворота вихря, часть форсунок расположена равномерно на своде с возможностью обеспечения образования вихря и предназначена для ввода топлива и части окислителя, а одна форсунка расположена в конусе для разворота вихря и предназначена для ввода оставшейся части окислителя.
Форсунки подачи топлива и окислителя расположены по касательной к окружности свода под углом 60° к поверхности свода.
Двигатель снабжен отклоняющими лопатками для компенсации реактивного вращательного движения камеры, закрепленными на конусе, который сопряжен с горловиной камеры.
Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1 приведен общий вид двигателя в разрезе, на фиг.2 - поперечный разрез по А-А, на фиг.3 - поперечный разрез по Б-Б, на фиг.4 - поперечный разрез по В-В, на фиг.5 - расположение одной из форсунок 2. Позициями на чертежах обозначены:
1 - камера сгорания;
2 - форсунки ввода 100% топлива и 60% окислителя;
3 - конус в виде углубления в дне камеры сгорания;
4 - форсунка ввода 40% окислителя;
5 - отклоняющие лопатки;
6 - конус крепления отклоняющих лопаток;
7 - свод;
8 - область "холодного" восходящего вихря;
9 - "горячий" факел окончательного разгона рабочего тела.
Двигатель содержит камеру сгорания 1, выполненную в виде цилиндра с плавным переходом (сводом) 7 к горловине камеры для выхода рабочего тела. Цилиндр имеет также плавный переход к дну камеры, по центру которого расположен конус 3, на вершине которого монтируется форсунка 4 ввода 40% окислителя. Она имеет клапан-заглушку (на чертеже не показан). Камера сгорания снабжена форсунками 2 ввода 100% топлива и 60% окислителя, расположенными равномерно на своде по его периметру. Форсунки 2 монтируются по касательной к окружности свода 7 и под углом 60° к поверхности свода 7. Двигатель снабжен отклоняющими лопатками 5, имеющими, например, профиль лопаток турбины и предназначенными для компенсации реактивного вращательного движения камеры 1 и создания дополнительной тяги. Лопатки закреплены на конусе 6, который сопряжен с горловиной камеры 1.
Устройство работает следующим образом. При заглушенной форсунке 4 через форсунки 2 поступает топливо и окислитель и поджигается. При этом образуется вихревой факел ("холодный" вихрь), разбрасываемый по стенкам. Компоненты факела содержат много топлива и не дают окисляться стенкам камеры сгорания при работе. "Холодный" вихрь 8, поднимаясь к дну камеры, конусом 3 разворачивается к оси и в него затем впрыскивается форсункой 4 недостающие 40% окислителя. Возникает второй "горячий" факел 9 окончательного разгона рабочего тела, ускоряющийся от конуса 3 до горловины.
Следует заметить, что разгон рабочего тела возможен до вершины "горячего" факела. Поэтому необходимо, чтобы весь факел находился в камере сгорания. Это достигается путем экспериментального подбора длины камеры сгорания для каждого вида топлива и окислителя. Расчет сводится к тому, чтобы весь факел "горячего" вихря находился внутри камеры сгорания, при этом достигается максимальная тяга. Выходящий из горловины вихрь имеет паразитную закрученность, которая частично снимается путем введения в края вихря отклоняющих лопаток 5. Количество и профиль лопаток зависит от числа форсунок 2, расхода рабочего тела и подбирается экспериментально. Двигатель может работать без конуса с отклоняющими лопатками, но в этом случае необходимо на ракете установить два двигателя или их парное количество с право- и левовращающимися вихрями.
Изобретение позволяет снизить вибрацию двигателя и, соответственно, летательного аппарата, а также увеличить тягу за счет увеличения скорости истечения рабочего тела из камеры сгорания, а также снизить вес и габариты двигателя. Требования к жесткости конструкции летательного аппарата могут быть снижены. Камера сгорания защищена от агрессивного воздействия окислителя за счет двухступенчатого горения топлива в вихревом пространстве.
Claims (3)
1. Вихревой ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания в виде цилиндра с дном с одной стороны и сводом для перехода в горловину с другой стороны, форсунки для подачи топлива и окислителя, отличающийся тем, что на дне камеры выполнен конус для разворота вихря, часть форсунок расположена равномерно на своде с возможностью обеспечения образования вихря и предназначена для ввода топлива и части окислителя, а одна форсунка расположена в конусе для разворота вихря и предназначена для ввода оставшейся части окислителя.
2. Вихревой ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что форсунки подачи топлива и окислителя расположены по касательной к окружности свода под углом 60° к поверхности свода.
3. Вихревой ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что снабжен отклоняющими лопатками для компенсации реактивного вращательного движения камеры, закрепленными на конусе, который сопряжен с горловиной камеры.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006101934/06A RU2300007C1 (ru) | 2006-01-25 | 2006-01-25 | Вихревой ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006101934/06A RU2300007C1 (ru) | 2006-01-25 | 2006-01-25 | Вихревой ракетный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2300007C1 true RU2300007C1 (ru) | 2007-05-27 |
Family
ID=38310726
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006101934/06A RU2300007C1 (ru) | 2006-01-25 | 2006-01-25 | Вихревой ракетный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2300007C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2488712C2 (ru) * | 2011-07-20 | 2013-07-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет (ТГУ) | Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе |
RU2504683C1 (ru) * | 2012-06-22 | 2014-01-20 | Михаил Никитович Алексенко | Способ управления вектором тяги реактивного двигателя летательного аппарата |
RU2527798C2 (ru) * | 2012-11-28 | 2014-09-10 | Михаил Никитович Алексенко | Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя |
-
2006
- 2006-01-25 RU RU2006101934/06A patent/RU2300007C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2488712C2 (ru) * | 2011-07-20 | 2013-07-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет (ТГУ) | Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе |
RU2504683C1 (ru) * | 2012-06-22 | 2014-01-20 | Михаил Никитович Алексенко | Способ управления вектором тяги реактивного двигателя летательного аппарата |
RU2527798C2 (ru) * | 2012-11-28 | 2014-09-10 | Михаил Никитович Алексенко | Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4256820B2 (ja) | デトネーションエンジンおよびこれを備えた飛行体 | |
RU2243403C2 (ru) | Ракетный двигатель (варианты) и ротор для него (варианты), способ осуществления рабочих процессов в ракетном двигателе (варианты) и способ охлаждения ракетного двигателя | |
US6865878B2 (en) | Hybrid rocket engine and method of propelling a rocket | |
US7621118B2 (en) | Constant volume combustor having a rotating wave rotor | |
US8544280B2 (en) | Continuous detonation wave engine with quenching structure | |
JP5084626B2 (ja) | 螺旋空気流を用いるターボ機械燃焼チャンバ | |
JPH0656132B2 (ja) | ジエツトエンジン用ガスコンプレツサ | |
US10563619B2 (en) | Aerospace turbofan engines | |
RU2300007C1 (ru) | Вихревой ракетный двигатель | |
US6272847B1 (en) | Centrifugal direct injection engine | |
CN108361109A (zh) | 通用型宽能源旋喷发动机 | |
JP2017142044A (ja) | 回転デトネーション燃焼器 | |
CN110475963B (zh) | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 | |
EP3532718B1 (en) | Gas turbine engine | |
US11204002B2 (en) | Ignition device and ignition method | |
WO2000071880A2 (en) | Simplified high-efficiency propulsion system | |
KR102587329B1 (ko) | 기체의 유동 손실을 저감시키는 보조동력장치 | |
RU2195566C2 (ru) | Ракетно-прямоточный двигатель | |
RU2084674C1 (ru) | Парогазовый реактивный двигатель | |
JPH0861150A (ja) | ハイブリッドロケットのための噴射装置 | |
WO2023171681A1 (ja) | 燃焼モード切替エンジン | |
EP1905997B1 (en) | Rocket engine | |
JPH02211333A (ja) | スクラムジェットエンジンの着火装置 | |
Scharlemann et al. | Turbo-Pump Fed Miniature Rocket Engine | |
RU2493411C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110126 |