Ракетный двигатель - RU2003135210A

Реферат

1. Ракетный двигатель (I, II варианты), содержащий камеру (1, 60) сгорания, рабочая часть (С) которой предназначена для горения топлива и окислителя и соединена посредством горловины (3, 72) с расширяющимся соплом (2, 61) для выпуска газов, образующихся в результате горения, при этом рабочая часть (С) питается окислителем с конца (5А), противоположного горловине, и охвачена пористым поверхностным слоем (5, 42, 66, 68) из термоструктурируемого композиционного материала, в который подается топливо с наружной стороны, противоположной рабочей части, при этом часть топлива подается в рабочую часть через пористый поверхностный слой, отличающийся тем, что часть топлива, поступающая в рабочую часть (С) через пористый поверхностный слой (5, 42, 66, 68), служит для питания двигателя, а часть топлива, не проходящая через пористый поверхностный слой, направляется к горловине (3, 72) и предназначена для ее охлаждения.

2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что пористый поверхностный слой (5, 42, 66, 68) является частью первой термоструктурируемой монолитной композиционной детали (40, 61, 67), содержащей два поверхностных слоя из композиционного материала (41, 42; 65, 66; 68, 69), отстоящие друг от друга, образующие промежуточную полость (44, 73, 74) и связанные между собой множеством нитевидных перемычек (43) из композиционного материала.

3. Ракетный двигатель по п.2 с продольной осью (Z-Z), в котором расширяющееся сопло (2) является продолжением камеры (1) сгорания с противоположной этой камере стороны горловины (3), отличающийся тем, что первая монолитная деталь (40) выполнена цилиндрической и расположена коаксиально продольной оси (Z-Z) так, что один из поверхностных слоев (5, 42) является внутренним, а другой (41) – наружным, окислитель подается внутрь цилиндрического объема (С), ограниченного внутренним поверхностным слоем (5, 42) и образующего рабочую часть камеры сгорания со стороны, противоположной соплу (2), топливо подается в промежуточную полость (6, 44), имеющую кольцевое сечение, со стороны, противоположной соплу (2).

4. Ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что наружный слой (41) первой монолитной детали (40) выполнен непроницаемым по отношению к жидкостям и газам.

5. Ракетный двигатель по любому из п.3 или 4, отличающийся тем, что первая монолитная деталь (40) имеет внутренний диаметр (D), превышающий диаметр (d) горловины, кольцевое отверстие (7) промежуточной полости (6) со стороны сопла (2), выполнено напротив сходящейся части (4В) горловины (3).

6. Ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что за горловиной (3) сопло (2) содержит кожух (52) для установки первой монолитной детали.

7. Ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что сопло (2) образовано второй монолитной деталью (50, 61) из композиционного материала.

8. Ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что сопло (2) образовано второй монолитной деталью из композиционного материала (50), при этом вторая монолитная деталь (50) является продолжением наружного поверхностного слоя (41) первой монолитной детали (40), которое является неотъемлемой частью наружного поверхностного слоя (41).

9. Ракетный двигатель по п.2 с продольной осью (Z-Z), в котором камера (60) сгорания расположена в расширяющемся сопле (61) рядом с вершиной (62) последнего, отличающийся тем, что камера сгорания (60) содержит первую внутреннюю монолитную композиционную деталь (64) цилиндрической формы, коаксиальную по отношению к оси (Z-Z) двигателя и содержащую внутренний композиционный поверхностный слой (65) и наружный композиционный поверхностный слой (66), первую наружную монолитную композиционную деталь (67) цилиндрической формы, коаксиальную с осью (Z-Z) двигателя и содержащую внутренний композиционный поверхностный слой (68) и наружный композиционный поверхностный слой (69), причем первая наружная композиционная деталь (67) охватывает первую внутреннюю композиционную деталь, а между ними образована кольцевая рабочая часть (С) камеры (60) сгорания, первые внутренняя (64) и наружная (67) детали образуют друг с другом и с вершиной расширяющегося сопла кольцевой канал (72) для сообщения с соплом (61), окислитель поступает внутрь кольцевой рабочей части (С) камеры сгорания со стороны, противоположной вершине сопла, а топливо поступает в промежуточные полости (74, 75) с кольцевым сечением первых внутренней (64) и наружной (67) деталей со стороны, противоположной вершине сопла.

10. Ракетный двигатель по п.9, отличающийся тем, что внутренний поверхностный слой (65) первой внутренней детали (64) выполнен непроницаемым для жидкостей и газов.

11. Ракетный двигатель по п.9, отличающийся тем, что в вершине (62) расширяющегося сопла (61) выполнено отверстие (63), причем первые внутренняя (64) и наружная (67) детали жестко соединены с соплом (61) при помощи третьей монолитной детали (71) из композиционного материала в виде петли.

12. Ракетный двигатель по п.9, отличающийся тем, что в камеру (60) сгорания топливо подается через деталь (76), выполненную в виде купола, которая находится со стороны камеры сгорания, противоположной вершине сопла, и выпуклая стенка (78) которой направлена в сторону сопла и выполнена из термоструктурируемого композиционного материала.