гибридный ракетный двигатель

Формула изобретения

1. Гибридный ракетный двигатель, содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, магистраль подачи с баком жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров, отличающийся тем, что в заряде твердого компонента топлива в виде цилиндра или эллипсоида вращения выполнены одна или несколько радиальных кольцевых щелей или рядов каналов, начинающихся от границ осевого канала, а форсуночная головка имеет форму, максимально приближенную к форме горящей поверхности заряда твердого компонента топлива, при этом в форсуночной головке размещены в виде чередующихся поясов струйные и центробежные форсунки, сообщающиеся с раздельными коллекторными полостями, а магистраль подачи жидкого компонента топлива соединена с системой управления подачи компонента жидкого топлива, специально настроенной на обеспечение линейного изменения давления в коллекторных полостях.

2. Гибридный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что бак жидкого компонента топлива и зарядная камера с зарядом твердого компонента топлива размещены в едином корпусе, в котором бак жидкого компонента топлива и зарядная камера разделены перегородкой в радиальном или осевом направлении, при этом заряд твердого компонента топлива выполнен из отдельных секций, соединенных между собой вдоль или поперек продольной оси.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к гибридным ракетным двигателям (ГРД).

Известен гибридный ракетный двигатель (Л.Г.Головков. Гибридные ракетные двигатели. Военное издательство министерства обороны СССР, Москва, 1976 г.), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, с осевым каналом и струйной форсункой, расположенной в полости между донышком камеры и зарядом твердого компонента топлива, магистраль подачи жидкого компонента топлива к форсунке, камеру дожигания, сопло. В данном двигателе жидкий компонент топлива по магистрали подачи поступает к форсунке двигателя, через которую в распыленном состоянии впрыскивается в осевой канал заряда твердого компонента топлива и вступает в реакцию горения с горючим. Образующиеся в результате реакции горения газообразные и конденсированные продукты сгорания поступают в камеру дожигания, в которой реакция горения завершается, после чего продукты сгорания выбрасываются через сопло, создавая ракетную тягу.

Недостатком данной конструкции гибридного ракетного двигателя является ненадежная стабилизация фронта горения вблизи переднего торца заряда и уменьшение концентрации окислителя вблизи горящей поверхности, при этом происходит ухудшение удельных характеристик двигателя.

Известен гибридный ракетный двигатель, где используется устройство для подачи жидкого окислителя на основе системы впрыскивания (заявка DE 4422195, 24.06.94) в каналы заряда твердого топлива. В емкости с жидким кислородом установлен змеевик, который соединяется с камерой сгорания и через который часть горячих газов отводится в емкость с кислородом. Горячие газы нагревают кислород, увеличивая давление вытеснения кислорода. Преимущество предложенного устройства заключается в простоте его реализации и снижении стоимости ракеты.

Недостатком такой схемы является только местное повышение концентрации окислителя в каналах, что не позволяет поддерживать оптимальное соотношение компонентов в камере сгорания и обеспечить высокий уровень тяги.

Наиболее близким из известных технических решений является гибридный ракетный двигатель (патент RU 2070652, дата публ. 20.12.1996), содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси заряда выполнен сквозной канал, в котором между донышком камеры и зарядом твердого компонента топлива расположена форсунка, выполненная в виде полого корпуса и установленного в нем с зазором вкладыша с центральным каналом, один торец вкладыша со стороны подачи жидкого компонента топлива снабжен кольцевым фланцем с отверстиями, а другой имеет плавно расширяющуюся наружную поверхность и выступает за торцевую поверхность корпуса с образованием криволинейного канала. Для дополнительной турбулизации основного потока жидкого компонента топлива форсунка может быть снабжена шнековым завихрителем, установленным в центральном канале вкладыша. Такое конструктивное исполнение форсунки позволяет обеспечить равномерность горения вдоль поверхности топливного канала за счет увеличения дальнобойности струи жидкого компонента топлива при использовании слаборасходящейся струи и устойчивую стабилизацию пламени вблизи переднего торца заряда твердого компонента топлива за счет принудительного разворота части расхода жидкого компонента топлива по нормали к поверхности сквозного канала заряда твердого компонента топлива вблизи переднего торца заряда.

Недостатком предложенного гибридного ракетного двигателя является недостаточная равномерность в подаче окислителя к горящей поверхности твердого горючего. При выгорании заряда твердого компонента топлива неравномерность подачи жидкого компонента топлива увеличивается и таким образом удельные характеристики двигателя непрерывно снижаются.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение удельных характеристик гибридного ракетного двигателя путем обеспечения близкого к оптимальному соотношению компонентов топлива в процессе его работы, при этом ставится задача снижения массы конструкции, габаритов и стоимости реализации по сравнению с известными ГРД.

Технический результат достигается тем, что в гибридном ракетном двигателе, содержащем зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, магистраль подачи с баком жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров, в заряде твердого компонента топлива в виде цилиндра или эллипсоида вращения выполнены одна или несколько радиальных кольцевых щелей или рядов каналов, начинающихся от границ осевого канала, а форсуночная головка имеет форму, максимально приближенную к форме горящей поверхности заряда твердого компонента топлива, при этом в форсуночной головке размещены в виде чередующихся поясов струйные и центробежные форсунки, сообщающиеся с раздельными коллекторными полостями, а магистраль подачи жидкого компонента топлива соединена с системой управления подачи компонента жидкого топлива, специально настроенной на обеспечение линейного изменения давления в коллекторных полостях.

Кроме того, бак жидкого компонента топлива и зарядная камера с зарядом твердого компонента топлива могут быть размещены в едином корпусе, в котором бак жидкого компонента топлива и зарядная камера разделены перегородкой в радиальном или осевом направлениях, а заряд твердого компонента топлива выполнен из отдельных секций, соединенных между собой вдоль или поперек продольной оси.

Формирование в заряде твердого компонента топлива кольцевых щелей или рядов каналов позволяет при малой осевой длине заряда твердого компонента топлива увеличивать горящую поверхность, обеспечивая увеличение уровня создаваемой гибридным ракетным двигателем тяги при использовании формы корпуса в виде цилиндра или эллипсоида вращения, хорошо компонующихся в ракетах и разгонных блоках.

Придание форсуночной головке формы, близкой к форме горящей поверхности заряда твердого компонента топлива, позволяет организовать достаточно равномерную раздачу жидкого компонента топлива (окислителя) в зоне горения, обеспечивая соотношение твердого и жидкого компонентов топлива, близкое к оптимальному, и таким образом максимально увеличить удельные характеристики гибридного ракетного двигателя (ГРД).

Наличие в форсуночной головке чередующихся поясов струйных и центробежных форсунок позволяет в сочетании с линейным изменением давления в коллекторных полостях обеспечить постоянное близкое к оптимальному соотношение компонентов топлива с учетом непрерывного ухода зоны горения от начального положения (т.е. компенсировать увеличение расстояния от форсуночной головки до горящей поверхности).

Использование совмещенной в радиальном или осевом направлениях схем формирования конструкции ГРД с размещением бака жидкого компонента топлива и зарядной камеры с зарядом твердого компонента топлива в едином корпусе позволяет обеспечить максимально плотную компоновку и уменьшить длину ГРД, а выполнение заряда твердого компонента топлива из отдельных секций позволяет исключить изготовление специальной формообразующей оснастки и упрощает процесс сборки двигателя, что приводит к снижению трудоемкости и стоимости изготовления ГРД.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на Фиг.1 изображена схема гибридного ракетного двигателя (ГРД) с цилиндрической формой заряда твердого компонента топлива, на Фиг.2 представлена схема ГРД с формой заряда твердого компонента топлива в виде эллипсоида вращения, на Фиг.3 - схема ГРД с совмещенным в радиальном направлении размещением бака жидкого компонента топлива и заряда твердого компонента топлива, на Фиг.4 - схема ГРД с совмещенным в осевом направлении размещением бака жидкого компонента топлива и заряда твердого компонента топлива, на Фиг.5 представлен вариант исполнения форсуночной головки.

Гибридный ракетный двигатель содержит (Фиг.1 - Фиг.4) зарядную камеру (камеру сгорания) 1, сопло 2, заряд твердого компонента топлива 3, форсуночную головку 4, бак жидкого компонента топлива 5, магистраль подачи жидкого компонента топлива 6, систему наддува 7, элементы управления и регулирования параметров 8 и 9, магистраль подачи газа 10, газовую турбину 11, турбонасосный агрегат (ТНА) 12.

В форсуночной головке (Фиг.5) расположены центробежные 13 и струйные 14 форсунки.

Гибридный ракетный двигатель (Фиг.1) работает следующим образом: от системы управления (не показана) подается команда на запуск ГРД, при этом включается система наддува 7 и сжатый газ поступает в бак жидкого компонента топлива 5, затем газ, управляемый элементами управления и регулирования параметров 8, 9, через магистраль подачи газа 10 начинает поступать на газовую турбину 11 турбонасосного агрегата (ТНА) 12, одновременно прорывается мембрана свободного прорыва и через отсечной клапан в турбонасосный агрегат начинает поступать жидкий компонент топлива (окислитель) и далее по магистрали подачи жидкого компонента топлива 6 жидкий компонент топлива поступает в форсуночную головку 4 (мембрана свободного прорыва и отсечной клапан входят в состав элементов управления и регулирования параметров 8, 9). В зависимости от вида горючего может производиться предварительный подогрев поверхности горения специальным пиротехническим составом. Регулирование давления (обеспечение линейного закона изменения) подачи жидкого компонента топлива в форсуночной головке 4 осуществляется изменением числа оборотов ТНА путем изменения расхода газа, поступающего в турбину 11.

В конструкции ГРД, показанного на Фиг.2, используется вытеснительная система подачи жидкого компонента топлива из бака 5 сжатым газом системы наддува 7 с помощью специального автоматического газового редуктора. Расход жидкого компонента топлива обеспечивается специальным регулятором, имеющим обратную связь с газовым редуктором (специальный автоматический газовый редуктор и специальный регулятор входят в состав элементов управления и регулирования параметров 8 и 9). После подачи сигнала на запуск двигателя включается система наддува 7 и сжатый газ через автоматический редуктор поступает в бак с жидким компонентом топлива 5. Редуктор настроен на номинальное значение давления в баке 5. В соответствии с требуемым уровнем значения величины тяги, которую должен создавать ГРД, специальный регулятор по магистрали подачи жидкого компонента топлива 6 подает необходимое количество его в форсуночную головку 4, после подачи жидкого компонента топлива происходит воспламенение заряда твердого компонента топлива в зарядной камере (камере сгорания) 1 и начинается истечение продуктов сгорания из сопла 2, двигатель выходит на рабочий режим.

На Фиг.3 показан вариант конструкции ГРД, в котором зарядная камера (камера сгорания) выполнена в виде единого корпуса, где совмещаются в радиальном направлении бак жидкого компонента топлива и заряд твердого компонента топлива (коаксиальная схема совмещения).

Зарядная камера 1 с зарядом твердого компонента топлива 3 размещается внутри бака с жидким компонентом топлива 5, образуя единый корпус. Внутри заряда твердого компонента топлива 3 размещается форсуночная головка 4. На корпусе размещается система наддува 7, магистраль подачи жидкого компонента топлива 6 и элементы системы управления и регулирования параметров 8, 9. Сопло 2 стыкуется к фланцу зарядной камеры 1.

После команды на запуск ГРД сжатый газ из системы наддува 7 поступает в бак с жидким компонентом топлива 5 и при достижении номинального значения давления наддува прорываются мембраны свободного прорыва и жидкий компонент топлива по магистрали подачи 6, регулируемой системой подачи и регулирования параметров 8, 9, поступает в форсуночную головку 4, через которую распыляется и вступает в реакцию горения с зарядом твердого компонента топлива 3. Продукты сгорания выбрасываются через сопло 2, образуя тягу ГРД.

На Фиг.4 показана конструкция ГРД с единым корпусом, в котором в осевом направлении размещаются бак жидкого компонента топлива 5 и заряд твердого компонента топлива 3. Корпус разделен перегородкой на две секции: секция для хранения жидкого компонента топлива и секция зарядной камеры 1, в которой размещается заряд твердого компонента топлива 3 с форсуночной головкой 4. Работа ГРД такой конструкции аналогична описанной выше.

Образец гибридного ракетного двигателя (ГРД) по предлагаемому изобретению был изготовлен, отработаны отдельные решения, проведены испытания, которые показали значительное улучшение удельных характеристик двигателя.