RU2300007C1

RU2300007C1 - Вихревой ракетный двигатель

Info

Publication number: RU2300007C1
Application number: RU2006101934/06A
Authority: RU
Inventors: Игорь Константинович Тимошенко (RU); Игорь Константинович Тимошенко
Original assignee: Игорь Константинович Тимошенко
Priority date: 2006-01-25
Filing date: 2006-01-25
Publication date: 2007-05-27

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

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.