Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска



Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска
Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска

 


Владельцы патента RU 2400644:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разработки реактивных двигателей малой тяги (РДМТ). Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, включающий камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и тангенциальными каналами для подачи топливной смеси в камеру сгорания с полостью закрутки и устройство воспламенения топливной смеси, согласно изобретению устройством воспламенения топливной смеси служит источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, герметично установленным непосредственно на смесительную головку, при этом лазерный луч направлен в осевой канал - зону первоначального воспламенения компонентов в точку фокусировки на поверхности осевого канала, либо в объеме топливной смеси. Способ запуска ракетного двигателя малой тяги, включающий подачу горючего и окислителя в зону смешения компонентов с последующей закруткой и воспламенением образовавшейся топливной смеси, при этом весь расход окислителя и горючего подают одновременно в зону смешения компонентов с образованием топливной смеси, полученную смесь закручивают и подают одновременно в область основного горения и зону первоначального воспламенения компонентов топлива - в осевой канал, где полученную смесь воспламеняют путем фокусировки лазерного излучения в область оптического пробоя на поверхности осевого канала либо в объеме топливной смеси. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы, уменьшение массы и габаритов двигателя, упрощает конструкцию двигателя и процедуру его запуска. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разработки ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) на несамовоспламеняющихся компонентах (горючее и окислитель) топлива с обеспечением многократного включения РДМТ в условиях их эксплуатации на космических аппаратах, орбитальных пилотируемых космических станциях и средствах межорбитальной транспортировки, а также при отработке двигателей в стендовых условиях. Изобретение может быть использовано также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.

Известна конструкция ЖРД, работающего на несамовоспламеняющемся топливе, приведенная на рис.4.7, стр.77, в книге «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей» под редакцией Г.Г.Гахуна [1]. Устройство включает основную камеру сгорания, предкамеру и раздельные линии подачи компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру. Для воспламенения топлива в предкамере установлена электроискровая свеча.

Известен способ запуска ЖРД, реализованный в данном устройстве, который состоит в следующем. Пусковые порции окислителя и горючего поступают в предкамеру ЖРД. После смешения компонентов до заданного состава, который определяется допустимой температурой в предкамере, смесь воспламеняется от включенной электроискровой свечи. Образующаяся струя продуктов сгорания воспламеняет основной расход топлива, поступающий в камеру сгорания.

Применительно к ЖРД, расходы топлива в которых значительные и составляют несколько килограмм в секунду, возможна организация раздельной подачи компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру в количествах, позволяющих осуществлять воспламенение пусковой порции топлива с образованием факела с достаточной энергией для поджига основного расхода топлива в камере сгорания.

Недостатком такого устройства и способа запуска для РДМТ является то, что суммарные расходы компонентов топлива в РДМТ невелики (как правило, граммы в секунду), и раздельная подача частей такого малого расхода с требуемым соотношением компонентов топлива в камеру сгорания и предкамеру затруднительна и усложняет двигатель. Кроме того, при многократных включениях с попаданием на свечу относительно крупных капель жидких компонентов топлива свеча загрязняется продуктами неполного сгорания топлива в предкамере. К недостаткам устройства следует отнести также наличие двух магистралей подачи в двигатель каждого из компонентов топлива.

Известна конструкция ракетного двигателя малой тяги [2], работающего на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, содержащего камеру сгорания с соплом, смесительную головку и предкамеру с устройством воспламенения смеси. Смесительная головка включает в себя линию подачи окислителя и линию подачи горючего, соединенные в тангенциальных каналах, сообщающихся с полостью закрутки топливной смеси, которая с одной стороны сообщается с камерой сгорания, с другой стороны - через осевой канал - с предкамерой. Линии подвода горючего и окислителя в тангенциальные каналы снабжены кольцевыми коллекторами с питающими их каналами. В линии подачи окислителя кольцевой коллектор снабжен, по меньшей мере, одним каналом подачи окислителя в предкамеру, а в линии подачи горючего коллектор сообщен с каналами ввода горючего в тангенциальные каналы.

Известен способ запуска такого ракетного двигателя малой тяги, включающий разновременную подачу горючего и окислителя в зону смешения, воспламенение образовавшейся топливной смеси в зоне первоначального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения. При этом большую часть окислителя подают в зону смешения компонентов топлива после поступления туда полного расхода горючего, образовавшуюся смесь закручивают и подают одновременно в зону первоначального воспламенения компонентов топлива и в область основного горения, а меньшую часть окислителя подают в зону первоначального воспламенения.

Недостатками этих технических решений, принятых за прототип, являются:

- устройство предполагает обязательное наличие предкамеры, в которой находится устройство воспламенения смеси. Наличие предкамеры усложняет конструкцию, увеличивает массу и габариты двигателя;

- необходимость иметь дополнительный канал подачи окислителя в предкамеру;

- для обеспечения воспламенения компонентов в предкамере необходима специальная настройка циклограммы запуска, обеспечивающая разновременную подачу горючего и окислителя в зону смешения;

- необходимость подачи отдельной части компонентов в предкамеру с низкой полнотой сгорания топлива (для обеспечения допустимого уровня температур в предкамере), что приводит к снижению полноты сгорания топлива за импульс.

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является обеспечение надежного многократного запуска и работы ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) на несамовоспламеняющемся двухкомпонентном газо-жидкостном топливе с обеспечением высокой полноты сгорания топлива, или, соответственно, высокого удельного импульса тяги, а также уменьшения массы конструкции двигателя. При этом может быть расширен диапазонах рабочих давлений и соотношений компонентов.

Для решения этой задачи предлагаются устройство - ракетный двигатель малой тяги (РДМТ) и способ его запуска.

РДМТ содержит камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и тангенциальными каналами для подачи топливной смеси в камеру сгорания с полостью закрутки и устройство воспламенения топливной смеси. Устройством воспламенения топливной смеси служит источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, герметично установленным непосредственно на смесительную головку, при этом лазерный луч направлен в осевой канал - зону первоначального воспламенения компонентов в точку фокусировки на поверхности осевого канала, либо в объеме топливной смеси.

Использование в данном устройстве сфокусированного лазерного излучения для воспламенения топливной смеси позволяет расширить диапазон по давлению подачи компонентов. В частности, электроискровое зажигание надежно работает только в среде с давлением не более 1,5 МПа, для лазерного же зажигания увеличение давления рабочей среды создает более благоприятные условия для инициации в ней оптического пробоя, в зоне которого выделяется необходимая для воспламенения смеси энергия. Лазерное зажигание позволяет также расширить рабочий диапазон по соотношению топливных компонентов [3].

Для запуска РДМТ предлагается способ, основанный на подаче в смесительную головку двигателя горючего и окислителя, при этом весь расход горючего и окислителя подают в зону смешения компонентов с образованием там топливной смеси оптимального для работы двигателя состава. Образовавшуюся топливную смесь закручивают (за счет тангенциального расположения каналов) и подают одновременно в область основного горения и в зону первоначального воспламенения компонентов топлива (это зона фокусировки лазерного луча). Поступившую в зону первоначального воспламенения смесь поджигают лазерным импульсом или, для надежности, последовательностью лазерных импульсов. Образовавшийся факел продуктов сгорания поджигает топливную смесь в области основного горения, и двигатель запускается.

Таким образом, технический результат достигается подачей номинальных расходов жидкого горючего и газообразного окислителя, образованием топливной смеси оптимального состава с последующим истечением ее в полость закрутки, в которой происходит воспламенение части смеси лазерным лучом и из которой весь расход идет в камеру сгорания. Процесс горения из осевого канала закрутки смеси также распространяется в объем камеры сгорания.

Для пояснения сути изобретения на фиг.1 и фиг.2 представлена конструктивная схема РДМТ с двумя различными областями фокусировки лазерного луча в области воспламенения компонентов. На фиг.1 - лазерное излучение фокусируется в объем воспламеняемой смеси, на фиг.2 - лазерное излучение фокусируется вблизи поверхности осевого канала. Основное различие областей фокусировки состоит в энергии лазерного импульса, которую необходимо вложить для инициации оптического пробоя с получением лазерной искры. Порог пробоя зависит от различных факторов: состава смеси, давления, энергии и длительности лазерного импульса, а также от ряда других параметров. Так, для организации оптического пробоя в газожидкостной рабочей смеси требуется энергия лазерного импульса порядка ~50-100 мДж при длительности порядка единиц нс. В случае инициации оптического пробоя вблизи поверхности требования к пороговому значению энергии излучения снижаются более чем на порядок. В частности, для поджига горючих смесей оптимального состава, то есть в области концентрационных границ, где воспламенение возможно с минимальной мощностью лазерного импульса, необходима энергия импульса ~1 мДж при длительности импульса ~1 нс. Снижение требований к энергии излучения лазерного импульса ведет к уменьшению массогабаритных характеристик лазера и его блока питания.

В состав предложенной конструкции РДМТ входят камера сгорания 1 с соплом 2, смесительная головка 3, источник лазерного излучения 4 с узлом ввода и фокусировки излучения. Данный узел обеспечивает фокусировку излучения в область воспламенения топливной смеси и предохраняет источник лазерного излучения и оптические элементы от воздействия продуктов сгорания. Смесительная головка 3 включает в себя линии подачи окислителя и горючего в тангенциальные каналы 5, которые, в свою очередь, сообщаются с полостью закрутки 6, сообщающейся с камерой сгорания 1 и с осевым каналом 7. Линия подачи окислителя состоит из входного трубопровода 8, подводящего канала 9 и кольцевого коллектора 10. Линия подачи горючего состоит из входного трубопровода 11, подводящего канала 12, кольцевого коллектора 13, сообщающегося с тангенциальными каналами 6 через подводящие каналы 14. Зона фокусировки лазерного излучения 15 может располагаться либо в объеме воспламеняемой топливной смеси (см. фиг.1), либо вблизи поверхности осевого канала 16 (см. фиг.2).

Рассмотрим последовательность запуска предложенного устройства.

До запуска РДМТ во всех полостях камеры двигателя давление одинаковое и соответствует давлению окружающей среды, это может быть также вакуум.

При запуске двигателя, жидкое горючее подается в смесительную головку 3 по трубопроводу 11 и через подводящий канал 12 попадает в кольцевой коллектор 13, откуда через подводящие каналы 14 горючее поступает в тангенциальные каналы 5. При этом под действием вакуума часть горючего, поступившего в тангенциальные каналы 5, испаряется.

Одновременно с горючим в смесительную головку по трубопроводу 8 через подводящий канал 9 подается окислитель. Окислитель поступает в кольцевой коллектор 10, сообщающийся с тангенциальными каналами 5. Таким образом, весь расход окислителя подается в тангенциальные каналы.

В тангенциальных каналах происходит смешение горючего и окислителя с образованием двухфазной топливной смеси, которая поступает в полость закрутки 6.

Под действием центробежной силы более тяжелая жидкая, преимущественно крупно- и среднедисперсная, фракция горючего заполняет периферийную часть вихревого потока, а мелкодисперсная фракция и пары горючего скапливаются в приосевой области вихревого потока. Под действием давления поступающих компонентов образовавшаяся в приосевой области смесь окислителя с парами и мелкодисперсной фракцией горючего с необходимым для воспламенения составом заполняет канал 7, где происходит ее возгорание при инициации оптического пробоя сфокусированным лазерным излучением. Основная часть топливной смеси при этом заполняет камеру сгорания 1, куда, после воспламенения в канале 7, через зону закрутки 6 начинают истекать высокотемпературные продукты сгорания, таким образом, процесс горения распространяется на весь объем камеры сгорания 1 -двигатель запускается.

Заявляемые технические решения дают следующие преимущества по сравнению с прототипом:

- упрощение конструкции РДМТ за счет устранения необходимости использования предкамеры, что также ведет к упрощению схемы линии подачи окислителя - отпадает необходимость в дополнительном канале подачи окислителя в предкамеру; данное упрощение конструкции обеспечивает уменьшение габаритов и массы двигателя;

- упрощение процедуры запуска двигателя, т.к. отпадает необходимость в обеспечении разновременности подачи компонентов;

- реализация более полного сгорания топливной смеси за счет устранения из конструкции двигателя предкамеры с низкой полнотой сгорания топлива.

В подтверждение последнего утверждения приведем следующее.

Для описания процесса сгорания топлива в устройстве-прототипе используется величина φk - полнота сгорания топлива за полный импульс тяги одного включения двигателя. В устройстве-прототипе импульс тяги представляется как сумма двух составляющих: импульса тяги, вырабатываемого в результате горения топлива в предкамере и заканчивающегося моментом начала горения в камере сгорания, и импульса тяги, вырабатываемого двигателем при самостоятельном процессе горения в камере сгорания.

Тогда полнота сгорания топлива за импульс составит

где - доля расходования топлива от общего за включение двигателя,

φk - полнота сгорания топлива,

индексы I и II относят параметры соответственно к 1-й и ко 2-й составляющим импульса тяги.

Количественно полноту сгорания топлива в предкамере и камере можно характеризовать следующими значениями [4]:

полнота сгорания топлива в предкамере φkI=0,7.

полнота сгорания топлива в камере φkII=1,0.

Видно, что в предкамере полнота сгорания топлива меньше на 30%. Таким образом, устранение предкамеры из конструкции РДМТ в заявленном техническом решении избавляет от этих потерь и ведет к увеличению удельного импульса тяги.

Анализ уровня техники на соответствие заявленных решений условию патентоспособности изобретения «изобретательский уровень» показал следующее.

Использование для многократного запуска РДМТ известных конструктивных решений и способов организации процесса запуска двигателя требует инициирования процесса горения в предкамере. Для этого необходимо обеспечить разновременную подачу компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру (иногда по раздельным каналам), что ведет к необходимости усложнения пневмогидросхемы (ПГС) двигателя, а это в свою очередь снижает надежность работы.

В заявленном способе запуск РДМТ и последующая его работа осуществляются после однократного включения агрегатов подачи (электроклапанов) обоих компонентов. Использование для зажигания последовательности лазерных импульсов резко упрощает требования к временам подачи горючего и окислителя. Закрутка топливной смеси позволяет создать в области фокусировки лазерного излучения оптимальную смесь окислителя с парами и мелкодисперсной фракцией горючего необходимого для воспламенения состава.

Экспериментальная отработка заявленного устройства показала, что в качестве источника лазерного излучения, применяемого для воспламенения в заявляемом устройстве, может быть использован лазер со следующими параметрами: энергия импульса лазерного излучения - от 7 мДж, при длительности импульса порядка единиц нс. При разработке экспериментальных образцов РДМТ в ФГУП «Центр Келдыша» и при проведении экспериментальных исследований наиболее эффективным для воспламенения топлива (с точки зрения стабильности зажигания при минимальных весогабаритных характеристиках) показал себя лазер со следующими характеристиками: энергия импульса 7 мДж, длительность импульса 8 нс масса лазера 35 г, масса блока питания 450 г.

Таким образом, заявляемые технические решения удовлетворяют условию патентоспособности изобретения «изобретательский уровень».

Источники информации

1. «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей» / Под. ред. Г.Г.Гахуна, М.: машиностроение, 1989.

2. «Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска», патент РФ на изобретение № 2348828 от 10.03.2009 г.

3. H.Kopecek, M.Lacker, F.Winter. Laser ignition of methane air mixtures at pressure up to 4 MPa/journal of Laser physics 13 (11), 1365 (2003).

4. «Жидкостной ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного ракетного двигателя малой тяги», патент РФ № 2183761 от 11.05.2000 г.

1. Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, включающий камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и тангенциальными каналами для подачи топливной смеси в камеру сгорания с полостью закрутки и устройство воспламенения топливной смеси, отличающийся тем, что устройством воспламенения топливной смеси служит источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, герметично установленным непосредственно на смесительную головку, при этом лазерный луч направлен в осевой канал - зону первоначального воспламенения компонентов в точку фокусировки на поверхности осевого канала, либо в объеме топливной смеси.

2. Способ запуска ракетного двигателя малой тяги, включающий подачу горючего и окислителя в зону смешения компонентов с последующей закруткой и воспламенением образовавшейся топливной смеси, отличающийся тем, что весь расход окислителя и горючего подают одновременно в зону смешения компонентов с образованием топливной смеси, полученную смесь закручивают и подают одновременно в область основного горения и зону первоначального воспламенения компонентов топлива - в осевой канал, где полученную смесь воспламеняют путем фокусировки лазерного излучения в область оптического пробоя на поверхности осевого канала, либо в объеме топливной смеси.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно, к способам организации рабочего процесса в ракетном двигателе малой тяги на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, преимущественно к стартовым и маршевым двигателям крылатых ракет, ракет тактического назначения, а также к двигателям авиационных ракет.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива, преимущественно к стартовым и маршевым двигателям крылатых ракет, ракет тактического назначения, а также к двигателям реактивных систем залпового огня.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигателях и автономных бортовых источниках энергии управляемых и неуправляемых боеприпасов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетным двигателям малой тяги. .

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности, к способам изготовления кольцевых воспламенителей с корпусом из полимерных материалов с соотношением высоты к ширине кольца больше 1.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в разработках ракетных двигателей управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции воспламенителя заряда твердотопливного газогенератора. .

Изобретение относится к конструкциям "щеточных" метательных зарядов к реактивным двигателям с малым временем работы. .

Изобретение относится к ракетной технике, более конкретно к воспламенительным устройствам твердых ракетных топлив и способам воспламенения для малых модельных установок и стендовых испытаний

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании двигательной установки, состоящей из маршевого и стартового ракетных двигателей твердого топлива

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке воспламенителей для зарядов к ракетным двигателям твердого топлива

Изобретение относится к системам зажигания ракетных двигателей

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных твердотопливных двигателей различного назначения или твердотопливных газогенераторов и может быть использовано в конструкциях узла воспламенения заряда

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам воспламенения зарядов ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ)
Наверх