Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе


 


Владельцы патента RU 2274761:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Российский государственный технический университет" (Новочеркасский политехнический институт") (RU)

Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе включает управление топливоподачей жидкого компонента топлива пневмогидравлической системой. Массовый расход твердофазного компонента топлива изменяют с помощью регулирования действующего значения электрического тока, пропускаемого через реакционную зону газификации. Электрический ток пропускают через реакционную зону газификации посредством установленной в твердофазном компоненте топлива системы металлических электродов в виде фольги или сеток. При этом поддерживают в допустимом диапазоне соотношения расходов между горючими и окислительными компонентами топлива на различных режимах работы двигателя. Изобретение позволит сохранить оптимальное соотношение между расходами горючего и окислителя в камере сгорания при регулировании тяги гибридного ракетного двигателя. 1 ил.

 

Изобретение относится к гибридным ракетным двигателям (ГРД), в частности к физическим способам регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере сгорания, и может быть использовано в системах управления тягой ГРД.

Известен способ регулирования тяги ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) [Пат. 2175399 РФ, МПК F 02 К 9/26. Способ регулирования скорости горения высокоэнергетичной конденсированной системы / Г.Ф.Клякин, В.А.Таранушич, И.В. Хоружий (РФ). - Заявлено 29.07.99; Опубл. 27.10.01, Бюл. №30], основанный на электротермическом изменении скорости горения высокоэнергетической конденсированной системы (твердого ракетного топлива). Принципиальными отличиями этого способа, разработанного для регулирования тяги твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ) и газогенераторов (ГГ), являются:

- в твердом ракетном топливе (ТРТ или высокоэнергетическая конденсированная система - ВКС) горючие и окислительные компоненты топлива заключены в едином (моноблочном) заряде; соотношение между горючими и окислительными компонентами остается постоянной величиной и изменить его в процессе горения невозможно;

- электрический ток пропускают через реакционную зону самостоятельно горящей высокоэнергетической конденсированной системы, под действием которого нелинейно меняется кинетика начальных многостадийных окислительных реакций в ВКС и физический процесс изменения скорости горения имеет электрохимическую природу.

Наиболее близким к предлагаемому способу по своим физическим признакам является способ регулирования тяги в ГРД [Алемасов В.Е. и др. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1980, стр.482-483] путем изменения топливоподачи жидкого компонента в зону горения твердого компонента и перепуска его части в зону дожигания генераторного газа в предсопловой объем камеры сгорания. Однако этот способ регулирования тяги, определяемый в частности массовым расходом газификации твердотопливного блока, может сопровождаться изменением соотношения между компонентами топлива в газовой фазе продуктов сгорания, ухудшением полноты сгорания и снижением удельного импульса двигателя.

Задачей изобретения является регулирование тяги ГРД с возможностью сохранения во всем диапазоне оптимального соотношения между расходами горючего и окислителя в камере сгорания.

Поставленная задача решается с помощью нагрева электрическим током поверхности газификации твердофазного компонента топлива, посредством системы металлических электродов в виде фольги или сеток, установленной в твердофазном компоненте топлива, изменяют его массовый расход и поддерживают в допустимом диапазоне соотношения расходов между горючими и окислительными компонентами топлива на различных режимах работы двигателя.

На чертеже показан фрагмент принципиальной схемы ГРД с дожиганием генераторного газа путем перепуска жидкого компонента топлива m0 в предсопловой объем камеры сгорания, позволяющий реализовать независимое (внешнее) от термодинамических условий в камере регулирование массового расхода твердофазного блока и в результате поддерживать оптимальное соотношение расходов между горючим и окислителем с максимальными значениями удельного импульса при различных давлениях в ГРД. Принципиальная схема включает в себя пневмогидравлическую систему (ПГС) с регуляторами расходов р0 и p1, форсуночную головку 2, блок форсунок 3 дожигания генераторного газа в предсопловой части 4 камеры сгорания 1. В твердофазном компоненте топлива 5 установлена система плоских металлических электродов 6, посредством которых электропроводная зона газификации 8 твердофазного компонента подключена к управляемому источнику тока 7. Управление исполнительные устройствами (регуляторы расходов р1 и р2, источник тока 7) выполняется блоком управления расходом топлива 9 (датчики обратных связей и верхний уровень всей системы управления ГРД не приведены).

Реализация способа заключается в том, что в процессе работы ГРД сохраняется в определенных диапазонах регулирование топливоподачи жидкого компонента топлива посредством р0 и р1 через форсуночные системы 2 и 3 в камеру сгорания 1, при этом твердотопливный блок 5, обладающий высокими объемными диэлектрическими свойствами, в условиях газификации (пиролиза) его поверхностный слой 8 имеет повышенную электропроводность. Под действием широтно-импульсной модуляции постоянного тока с помощью задающего воздействия p2 управляют действующим значением электрического тока, пропускаемого посредством электродов 6, через электропроводную зону 8 и омическим нагревом дополнительно изменяют скорость газификации топливного блока ГРД. Взаимосвязанное регулирование системой управления внутридвигательных параметров ГРД: действующего значения тока источника 7 и топливоподачи пневмогидравлической системы, регулируют скорость газификации твердого компонента, сохраняя оптимальное соотношение компонентов в продуктах сгорания и, соответственно, максимальные значения удельного импульса при различных давлениях в камере сгорания двигателя.

Это позволяет, например, при уменьшении (дросселировании) тяги ГРД пропорционально снижать массовый расход обоих компонентов в камере сгорания, сохраняя удельный импульс на максимальных значениях при текущих давлениях в камере двигателя. Таким образом, с точки зрения регулирования внутридвигательных параметров ГРД при фиксированных расходах жидкого компонента массовое соотношение между компонентами топлива на стадии смесеобразования в газовой фазе камеры дополнительно зависит еще от величины нагрева электрическим током поверхности газификации твердофазного блока. Число и компоновка электродов определяются внутренней баллистикой ГРД, проводимостью поверхности термического разложения твердофазного компонента и выходными электрическими параметрами управляемого источника тока, интегрированного в систему регулирования тяги двигателя.

Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе, включающий управление топливоподачей жидкого компонента топлива пневмогидравлической системой, отличающийся тем, что с помощью регулирования действующего значения электрического тока, пропускаемого через реакционную зону газификации твердофазного компонента топлива, посредством системы металлических электродов в виде фольги или сеток, установленной в твердофазном компоненте топлива, изменяют его массовый расход и поддерживают в допустимом диапазоне соотношения расходов между горючими и окислительными компонентами топлива на различных режимах работы двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в конструкциях двигателей на высокоэнергетическом топливе (такое топливо имеет больше скорость горения, но характеризуется акустической неустойчивостью).

Изобретение относится к твердым ракетным топливам (ТРТ), в частности к физическим способам подавления вибрационного горения твердых ракетных топлив (ТРТ или высокоэнегетичных конденсированных систем - ВКС) в камерах сгорания, и может быть использовано в системах автоматического регулирования внутридвигательных параметров ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

Изобретение относится к ракетостроению, в частности к двигателестроению. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигателей различного назначения. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ). .

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на твердом топливе, например, разгонных двигателей управляемых снарядов или двигателей для отделения ступеней баллистических ракетоносителей

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам с управляемым процессом горения топлива

Изобретение относится к области регулируемых твердотопливных газогенерирующих систем

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения

Изобретение относится к энергетическим установкам на твердом ракетном топливе, в частности к структуре смесевых твердотопливных зарядов, и может быть использовано в управляемых энергетических установках на твердом ракетном топливе с электротермическим регулированием внутрикамерных процессов

Изобретение относится к конструкции заряда твердого ракетного топлива, предназначенного для использования в ракетных двигателях твердого топлива для авиационных ракет или тормозных систем грузовых платформ, десантируемых с транспортных самолетов

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения

Изобретение относится к машиностроению, в частности к устройствам, предназначенным для регулирования расхода твердого топлива в реактивной технике, например в регулируемых ракетно-прямоточных двигателях

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью. В кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые формообразующие элементы из быстросгораемого материала, заполненные топливом. Топливо, размещенное в формообразующем элементе, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки формообразующего элемента эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом. Поперечный размер отверстий перфораций в формообразующих элементах больше свода горения топлива, заполняющего формообразующий элемент. Поверхность формообразующих элементов покрыта герметизирующим покрытием. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса топливом. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх