Ракетный двигатель - RU2266423C2
Код документа: RU2266423C2
Чертежи
Описание
Область техники
Настоящее изобретение касается ракетного двигателя, содержащего камеру сгорания, в которой происходит горение текучего топлива (жидкого или газообразного), например водорода, и текучего окислителя (жидкого или газообразного), например кислорода, при этом камера сгорания соединена с расширяющимся соплом, через которое выбрасываются газы, образующиеся при сгорании.
Предшествующий уровень техники
В известных ракетных двигателях данного типа по причине сверхвысоких температур порядка 3300°С в камере сгорания конструкция стенок является особенно сложной и содержит каналы для циркуляции охлаждающей текучей среды, которая может являться одновременно и топливом. Примеры известных конструкций стенок описаны, например, в документах FR 2773850, FR 2774432, FR 2791589. Кроме того, конструкция стенок не одинакова и может меняться вдоль оси двигателя в зависимости от температуры близлежащего пространства. Наконец, поскольку топливо используется в качестве охлаждающей текучей среды и может циркулировать в двух противоположных направлениях, эти двигатели требуют наличия сложных коллекторов для подачи топлива.
Краткое изложение существа изобретения
Задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и создание ракетного двигателя, имеющего простую конструкцию, не содержащего сложного коллектора и состоящего из очень ограниченного количества деталей.
Ракетный двигатель в соответствии с настоящим изобретением содержит камеру сгорания, в рабочей части которой происходит горение топлива и окислителя и которая соединена посредством горловины с расширяющимся соплом, через которое выбрасываются образующиеся з результате горения газы, при этом в рабочую часть подается окислитель с конца, противоположного горловине, и она окружена пористым поверхностным слоем из термоструктурируемого композиционного материала, в который поступает топливо с наружной стороны, противоположной рабочей части, при этом часть топлива попадает в рабочую часть через пористый поверхностный слой, ракетный двигатель характеризуется тем, что часть топлива, поступающая в рабочую часть через пористый поверхностный слой, служит для питания двигателя, а часть топлива, не проходящая через пористый поверхностный слой, направляется к горловине и предназначена для ее охлаждения.
Таким образом, согласно настоящему изобретению предложен простой ракетный двигатель небольшой массы, который содержит небольшое количество деталей и является простым в изготовлении.
Необходимо отметить, что в публикации WO-99/04156 описан ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, в рабочей части которой происходит горение топлива и окислителя и которая соединена через горловину с расширяющимся соплом, через которое выбрасываются газы, образующиеся в результате горения, при этом рабочая часть питается окислителем с конца, противоположного горловине, и окружена пористым поверхностным слоем из термоструктурируемого композиционного материала, в который поступает топливо с наружной стороны, противоположной рабочей части, а часть топлива попадает в рабочую часть через пористый поверхностный слой.
Вместе с тем, следует заметить, что в ракетном двигателе согласно документу WO-99/04156 часть топлива, попадающая в рабочую часть через пористый поверхностный слой, является очень незначительной, а часть топлива, не проходящая через пористый поверхностный слой, направляется в топливные форсунки.
В отличие от этого двигателя в ракетном двигателе в соответствии с настоящим изобретением часть топлива, поступающая в рабочую часть через пористый поверхностный слой, является значительной и служит для питания двигателя, тогда как часть топлива, не проходящая через пористый поверхностный слой, направляется к горловине для ее охлаждения.
Кроме того, в этом известном техническом решении предусмотрены каналы для циркуляции топлива в пористом поверхностном слое, тогда как в заявленном изобретении каналы отсутствуют благодаря предлагаемой оригинальной конструкции камеры сгорания.
Кроме того, в ракетном двигателе в соответствии с настоящим изобретением термоструктурируемые композиционные материалы с углеродной матрицей или с керамической матрицей применяются не только благодаря их механическим свойствам и термостойкости, но также благодаря пористости, что, как правило, считается недостатком (см. патент US 5 583 895).
Благодаря отличным механическим свойствам и высокой термостойкости термоструктурируемых композиционных материалов двигатель в соответствии с настоящим изобретением может иметь очень небольшую массу по сравнению с известными двигателями. Благодаря пористости композиционных материалов можно выполнять простой пористый поверхностный слой, обладающий высокой термостойкостью. Разумеется, что можно выбирать любую требуемую пористость поверхностного слоя уплотнением матрицы образующего композиционного материала.
Предпочтительно пористый поверхностный слой является частью первой термоструктурируемой композиционной монолитной детали, содержащей два поверхностных слоя из композиционного материала, отстоящие друг от друга, образуя между собой промежуточное пространство, и связанные друг с другом множеством нитевидных перемычек из композиционного материала, проходящих через промежуточное пространство, не мешая при этом нормальной циркуляции текучей среды внутри промежуточного пространства.
Таким образом, если в ракетном двигателе в соответствии с настоящим изобретением расширяющееся сопло является продолжением камеры сгорания с противоположной стороны горловины, то
первая монолитная деталь может быть цилиндрической и может быть коаксиальной относительно продольной оси двигателя так, что один из поверхностных слоев является внутренним, а другой - наружным,
окислитель может поступать внутрь цилиндрического объема, ограниченного внутренним поверхностным слоем, со стороны, противоположной соплу, при этом объем образует рабочую часть камеры сгорания, и
топливо может поступать в промежуточное пространство, имеющее кольцевое сечение, тоже со стороны, противоположной соплу, так, что внутренний поверхностный слой выполняет роль пористого поверхностного слоя для подачи по меньшей мере части топлива в рабочую часть камеры сгорания.
Наружный поверхностный слой первой монолитной детали может быть выполнен непроницаемым по отношению к жидкостям и газам, например, путем нанесения соответствующего покрытия.
Предпочтительно, чтобы первая монолитная деталь имела диаметр, превышающий внутренний диаметр горловины, и чтобы кольцевое отверстие промежуточного пространства, находящееся со стороны сопла, находилось напротив сходящейся части горловины.
Таким образом, можно использовать меньше топлива для подачи в промежуточное пространство кольцевого сечения, но не проходящего через внутренний поверхностный слой в направлении рабочей части, для охлаждения зоны горловины.
Над горловиной сопло может содержать кожух для установки первой монолитной детали.
Таким образом, конструкция, состоящая из сопла, горловины и кожуха, образует вторую монолитную деталь, в которую вставляют первую монолитную деталь. Вторая монолитная деталь может быть, например, металлической. Тем не менее, предпочтительно, чтобы вторая монолитная деталь была выполнена из термоструктурируемого композиционного материала. В этом случае вторая монолитная деталь может образовать продолжение наружного поверхностного слоя первой монолитной детали, которое является неотъемлемой составной частью наружного поверхностного слоя. Таким образом, первая и вторая монолитные детали образуют единую деталь.
В варианте выполнения ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением камера сгорания расположена в расширяющемся сопле рядом с его вершиной.
В этом случае предпочтительно, чтобы камера сгорания содержала
первую внутреннюю композиционную монолитную деталь цилиндрической формы, коаксиальную с осью двигателя и содержащую внутренний композиционный поверхностный слой и наружный композиционный поверхностный слой, отделенные друг от друга промежуточным пространством кольцевого сечения,
первую наружную композиционную монолитную деталь цилиндрической формы, коаксиальную с осью двигателя и содержащую внутренний поверхностный слой и наружный поверхностный слой, отделенные друг от друга промежуточным пространством кольцевого сечения, при этом первая наружная деталь охватывает первую внутреннюю деталь и между ними образована рабочая часть камеры сгорания,
первые внутренняя и наружная детали образуют друг с другом и вместе с вершиной расширяющегося сопла кольцевой канал для сообщения с соплом,
окислитель подается внутрь рабочей кольцевой части камеры сгорания со стороны, противоположной вершине сопла, и
топливо подается в промежуточные пространства кольцевого сечения первых внутренней и наружной деталей со стороны, противоположной вершине.
В этом варианте выполнения топливо поступает в рабочую кольцевую часть камеры сгорания через наружный поверхностный слой первой внутренней детали и через внутренний поверхностный слой первой наружной детали. Газообразные продукты сгорания в этом случае проходят из кольцевой камеры сгорания в расширяющееся сопло через кольцевой канал сообщения, образующий горловину. Топливо, проходящее через наружный поверхностный слой первой наружной детали, обеспечивает охлаждение расширяющегося сопла рядом с кольцевым каналом сообщения. В случае необходимости внутренний поверхностный слой первой внутренней детали может быть выполнен непроницаемым по отношению к жидкостям и газам.
Предпочтительно в вершине расширяющегося сопла выполнено отверстие и комплекс из первых внутренней и наружной деталей жестко соединен с соплом при помощи третьей монолитной детали из композиционного материала, выполненной в виде петли.
В камеру сгорания топливо подается через деталь куполообразной формы, расположенную с противоположной вершине сопла стороны камеры сгорания, при этом выпуклая стенка камеры направлена в сторону сопла и выполнена из термоструктурируемого композиционного материала.
Краткое описание чертежей
В дальнейшем настоящее изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов выполнения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
Фиг.1 изображает первый пример выполнения ракетного двигателя (осевой разрез) согласно изобретению;
Фиг.2A-2F - варианты выполнения камеры сгорания ракетного двигателя согласно изобретению;
Фиг.3A-3D - схему перехода из состояния, показанного на фиг.2Е, к состоянию, показанному на фиг.2F;
Фиг.3А - разрез по линии IIIA-IIIA на фиг.2Е;
фиг.3D - разрез по линии IIID-IIID на фиг.2F, два отрезка каждого прошивочного стежка для лучшего понимания показаны далеко отстоящими друг от друга согласно изобретению;
Фиг.4 - ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, согласно изобретению;
Фиг.5 - второй вариант выполнения ракетного двигателя (осевой разрез) согласно изобретению.
Описание предпочтительных вариантов выполнения изобретения
Ракетный двигатель (фиг.1) содержит камеру 1 сгорания и расширяющееся сопло 2, соединенные друг с другом горловиной 3. Продольная ось двигателя I обозначена Z-Z.
Камера 1 сгорания содержит наружную стенку 4, часть 4А которой, противоположная соплу 2, выполнена практически цилиндрической, а часть 4В наружной стенки 4, расположенная со стороны сопла 2, выполнена сходящейся и сопрягается с горловиной 3. Таким образом, наружная стенка 4, горловина 3 и сопло 2 образуют непрерывную конструкцию и составляют единую деталь.
Камера 1 сгорания дополнительно содержит внутреннюю пористую стенку 5, ось которой совпадает с осью Z-Z и которая находится внутри наружной стенки 4, образуя вместе с последней промежуточное цилиндрическое пространство 6 с кольцевым сечением. Внутренняя пористая стенка 5 тоже является практически цилиндрической, ее диаметр D превышает диаметр d горловины 3. Напротив сходящейся части 4В наружной стенки 4 внутренняя стенка 5 содержит сходящуюся часть 5В, которая вместе со сходящейся частью 4В определяет кольцевой канал 7, образующий сужение для кольцевого пространства 6.
В описываемом варианте выполнения камера 1 сгорания по меньшей мере частично образована первой монолитной деталью из термоструктурируемого композиционного материала. Внутренняя пористая стенка 5 первой монолитной детали образована поверхностным слоем из композиционного материала. Точно так же расширяющееся сопло 2 может образовывать всю или часть второй монолитной детали из термоструктурируемого композиционного материала. Первая и вторая монолитные детали, каждая из которых может содержать часть горловины 3 или же только одна из которых может содержать горловину 3, жестко соединены друг с другом или выполнены в виде единой монолитной детали, образуя ракетный двигатель.
В камере 1 сгорания горение происходит внутри цилиндрического объема С, ограниченного внутренней пористой стенкой 5 и образующего рабочую часть камеры сгорания. Поток окислителя, в основном кислорода, поступает внутрь рабочей части С через конец 5А внутренней стенки 5, противоположный соплу 2 (показано стрелками 8). Поток топлива, в основном водорода, поступает в кольцевое промежуточное пространство 6 с конца 6А, противоположного соплу 2 (показано стрелками 9). Благодаря пористости внутренней стенки 5 и сужению, образованному каналом 7, основная часть топлива, поступающего в кольцевое пространство 6, проходит через внутреннюю композиционную стенку 5 и попадает внутрь рабочей части С (показано стрелками 10), где оно сгорает в атмосфере окислителя (стрелки 8).
Образующиеся в результате сгорания газы выходят из рабочей части С с конца 5В стенки 5, противоположного концу 5А, и попадают в сопло 2, проходя через горловину 3 (показано стрелками 11).
Кроме того, незначительная часть топлива, попадающего в кольцевое промежуточное пространство 6 (стрелки 9), проходит через кольцевой канал 7 (показано стрелками 12), охлаждая часть 5В внутренней стенки 5, часть 4В наружной стенки 4 и горловину 3. На уровне последней проходящее через сходящийся кольцевой канал 7 топливо смешивается с газообразными продуктами сгорания (стрелки 11).
На фиг.2A-2F, 3A-3D и 4 схематически показан вариант выполнения двигателя из композиционного материала.
Для этого сначала выполняют, например, из вспененного синтетического материала, легко прокалываемого иглой, оправку 20 (фиг.2А), воспроизводящую внутреннюю форму внутренней пористой стенки 5, в том числе сходящейся части 5В. Затем на оправку 20 любым известным способом (намотка, переплетение) укладывают структуру 21 из высокопрочных волокон, таких как волокна на основе углерода, кремнезема или карбида кремния, для образования волокнистой арматуры для внутренней стенки 5 (фиг.2В). После этого на структуру 21 из высокопрочных волокон укладывают кольцевой сердечник 22 из пенополистирола, не поддающийся пропитке смолами, предназначенными для образования матриц из композиционного материала, воспроизводящий форму кольцевого промежуточного пространства 6, в том числе канала 7 (фиг.2С). Материал сердечника 22 легко прокалывается иглой и может быть удален термическим путем.
На кольцевой сердечник 22 укладывают структуру 23 из высокопрочных волокон (С, SiC) для образования волокнистой арматуры по меньшей мере части наружной стенки 4 (фиг.2D).
Структуру 21 из высокопрочных волокон (фиг.2Е и фиг.3А), кольцевой сердечник 22 и структуру 23 из высокопрочных волокон жестко соединяют друг с другом прошиванием без перевязывания при помощи непрерывной нити 24, которая состоит из множества высокопрочных волокон (С, SiC). Непрерывная нить 24 образует отрезки 25, 26, проходящие через структуру 21 из высокопрочных волокон, кольцевой сердечник 22, структуру 23 из высокопрочных волокон и поочередно связанные друг с другом мостиками 27, накладываемыми на структуру 23 из высокопрочных волокон, и петлями 28, проникающими в оправку 20.
После операции прошивания оправку 20 удаляют, а петли 28 загибают и сминают на структуре 21 из высокопрочных волокон, образуя утолщения 29 (фиг.3В), после чего структуры 21, 23 из высокопрочных волокон одновременно пропитывают отверждающейся смолой, обладающей относительно низкой вязкостью и, в случае необходимости, разжиженной, например, спиртом. Предпочтительно пропитку осуществляют при разрежении таким образом, чтобы смола проникала не только в структуры 21, 23 из высокопрочных волокон, но также вдоль и внутрь сквозных отрезков нити 25, 26. Во время этой операции кольцевой сердечник 22 смолой не пропитывается, так как является по отношению к смоле непроницаемым.
Пропиточную смолу после этого отверждают, например, путем повышения температуры в течение времени, достаточного для того, чтобы структуры 21, 23 из высокопрочных волокон сформировали жесткие поверхностные слои 30 и 31 и чтобы сквозные отрезки нити 25 и 26 сформировали жесткие нитевидные перемычки 32 (фиг.3С). Перемычки 32 прочно закрепляют концами в жестких поверхностных слоях 30 и 31 при помощи жестких связей 33 и 34, соответственно образовавшихся из утолщений 29 и мостиков 27.
Для образования матрицы из жестких поверхностных слоев 30 и 31 и перемычек 32 комплекс подвергают пиролизу при повышенной температуре, порядка 900°С, что позволяет стабилизировать геометрию комплекса и удалить кольцевой сердечник 22. В случае необходимости комплекс можно уплотнить и обработать известным образом, чтобы его матрица стала керамической. В результате получают монолитную деталь 40 (фиг.2F и 3D), предназначенную для образования, по меньшей мере, части камеры 1 сгорания и содержащую
наружный поверхностный слой 41 из композиционного материала, получаемый из поверхностного слоя 31 и предназначенный для образования, по меньшей мере, части наружной стенки 4, 4А, 4В камеры 1 сгорания,
внутренний поверхностный слой 42 из композиционного материала, получаемый из поверхностного слоя 30 и предназначенный для образования внутренней стенки 5, 5А, 5В камеры 1 сгорания,
множество нитевидных перемычек 43 из композиционного материала, получаемых из перемычек 32.
В этой монолитной детали 40 внутренний и наружный поверхностные слои 41 и 42 отстоят друг от друга, ограничивая кольцевое пространство 44, пересекаемое перемычками 43, но не закупориваемое ими, для образования кольцевого пространства 6 камеры 1 сгорания.
Известно, что по своей природе композиционный материал является пористым и пористость зависит от условий образования матрицы. Поэтому легко понять, что пористость внутреннего поверхностного слоя 42 может быть скорректирована для придания последнему пористости, требуемой от внутренней стенки 5, 5А, 5В. Тем самым наружному поверхностному слою 41 придают пористость, требуемую для внутреннего поверхностного слоя 42. Однако, поскольку наружная стенка 4 должна быть герметичной, то предпочтительно можно нанести снаружи на наружный поверхностный слой 41 герметичное покрытие 45 (фиг.2F).
Выполняют вторую монолитную композиционную деталь 50, необходимую для образования по меньшей мере сопла 2. Вторую композиционную деталь 50 можно выполнить путем намотки или переплетения прочных волокон (С, Si) на соответствующую оправку, затем путем пропитки смолой и пиролиза полученной матрицы. Чтобы выполнить двигатель, монолитную композиционную деталь 40 соединяют с монолитной композиционной деталью 50. Такое соединение можно выполнить любым известным способом, например механическим путем или склеиванием. Кроме того, в предпочтительном варианте выполнения (фиг.4) в монолитной композиционной детали 50 выполняют не только часть 51, образующую горловину 3, но также часть 52, которая служит гнездом для установки монолитной композиционной детали 40. В этом случае наружную стенку 4 двигателя выполняют путем наложения друг на друга и соединения наружного поверхностного слоя 41, в случае необходимости, покрытия 45 и части 52.
Из вышеизложенного следует, что вторая композиционная деталь 50 может быть продолжением наружного поверхностного слоя 41 и может образовывать с ним единую монолитную деталь (фиг.1).
Во втором варианте выполнения ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением камера 60 сгорания (фиг.5) находится внутри расширяющегося сопла 61 рядом с вершиной 62 последнего. Расширяющееся сопло 61 состоит из монолитной композиционной детали, получаемой аналогично соплу 2 (описано выше). Кроме того, в вершине 62 расширяющегося сопла 61 выполняют отверстие 63.
Камера 60 сгорания содержит
внутреннюю монолитную композиционную деталь 64 цилиндрической формы, коаксиальную с осью Z-Z двигателя и содержащую внутренний композиционный поверхностный слой 65 и наружный композиционный поверхностный слой 66. Внутренняя монолитная композиционная деталь 64 может быть выполнена аналогично вышеописанной композиционной детали 40,
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. Наружная монолитная композиционная деталь 67 также может быть выполнена аналогично вышеописанной композиционной детали 40.
Наружная монолитная композиционная деталь 67 охватывает внутреннюю монолитную композиционную деталь 64, при этом между ними ограничена кольцевая рабочая часть С камеры 60 сгорания.
Со стороны сопла 61 монолитные композиционные детали 64 и 67 жестко соединены с коллектором 70, выполненным с возможностью подачи газообразного топлива, а с противоположной стороны - с третьей монолитной композиционной деталью 71, выполненной в виде петли и соединяющей их с расширяющимся соплом 61 вдоль края отверстия 63. Между камерой 60 сгорания и вершиной сопла 61 расположен кольцевой канал 72, образующий горловину и обеспечивающий сообщение с соплом.
Так же, как и наружный поверхностный слой 41 детали 40, внутренний поверхностный слой 65 внутренней монолитной композиционной детали 64 предпочтительно выполняют газонепроницаемым.
Через деталь 71 газообразный окислитель поступает внутрь кольцевой рабочей части С со стороны, противоположной вершине 62, через форсунки 73. Через деталь 71 и коллектор 70 со стороны, противоположной вершине 62, топливо поступает в промежуточные кольцевые полости 74 и 75 (аналогичные промежуточному пространству 44 детали 40) монолитных композиционных деталей 64 и 67. Через наружный поверхностный слой 66 внутренней монолитной композиционной детали 64 и через внутренний поверхностный слой 68 наружной монолитной композиционной детали 67 топливо проходит в кольцевую рабочую часть С, где оно сгорает вместе с окислителем. Газообразные продукты сгорания выходят из камеры 60 сгорания со стороны вершины 62 и проходят в сопло 61 через кольцевой канал 72. Газообразное топливо, проходящее через наружный поверхностный слой 69, охлаждает сопло 61 рядом с камерой 60 сгорания. Пути прохождения газов показаны стрелками на фиг.5.
В варианте выполнения, представленном на фиг.5, устройство питания топливом содержит деталь 76, выполненную в виде купола, питаемую топливом через трубопровод 77, проходящий через деталь 71 и питающий также коллектор 70. Выпуклая сторона детали 76 направлена в сторону сопла 61, противоположную камере 60 сгорания. Предпочтительно по меньшей мере выпуклую стенку 78 детали 76 выполняют из термоструктурируемого композиционного пористого материала, чтобы деталь 76 охлаждалась при просачивании топлива через выпуклую стенку 78.
Реферат
Ракетный двигатель содержит 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. Часть топлива, поступающая в рабочую часть через пористый поверхностный слой, служит для питания двигателя. Часть топлива, не проходящая через пористый поверхностный слой, направляется к горловине и предназначена для ее охлаждения. Изобретение позволит создать простой ракетный двигатель небольшой массы, содержащий небольшое количество деталей и простой в изготовлении. 11 з.п.ф-лы, 13 ил.
