Способ многоразового лазерного поджига ракетных топливных смесей и устройство, его реализующее


 


Владельцы патента RU 2406863:

ОБЩЕСТВО С ОГРАНИЧЕННОЙ ОТВЕТСТВЕННОСТЬЮ "НОВЫЕ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ТЕХНОЛОГИИ" (RU)

Настоящее изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для многоразового запуска ракетных двигателей (РД), работающих как на жидких, так и газообразных топливных смесях в условиях их эксплуатации на ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, а также при отработке двигателей в стендовых условиях. Устройство многоразового лазерного поджига топливных смесей в ракетных двигателях содержит источник лазерного излучения, по меньшей мере один световод, подключенный через систему ввода излучения к источнику лазерного излучения, при этом выходной торец световода выполнен поглощающим энергию от упомянутого источника лазерного излучения; и механизм подачи по меньшей мере одного световода для повторного поджига топливной смеси в камере сгорания ракетного двигателя. Такие способ и устройство позволят повысить надежность поджига, а также упростить и удешевить его. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для многоразового запуска ракетных двигателей (РД), работающих как на жидких, так и газообразных топливных смесях в условиях их эксплуатации на ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, а также при отработке двигателей в стендовых условиях.

Из уровня техники известен "Способ зажигания топливной смеси" по SU №1778842, 30.11.1992 г. Сущность изобретения по SU №1778842 состоит в том, что камеру свечи зажигания топливной смеси в ДВС, работающем на легком топливе, заполняют зарядом топливной смеси, создают на электродах свечи искровой разряд в две стадии. На первой стадии подают высоковольтный короткий импульс и обеспечивают пробой межэлектродного промежутка, на второй стадии подают низковольтный сильноточный импульс и обеспечивают воспламенение топливной смеси в камере свечи. В результате топливная смесь в камере сгорания двигателя будет воспламеняться от потока горячих газов, совокупно образованного от энергии сгорания топливной смеси в камере свечи и энергии сильноточного разряда между электродами свечи зажигания.

Недостатком способа является то, что он не может обеспечить надежного воспламенения ракетных топливных смесей из-за низковольтности сформированного электрического разряда и малого объема сжигаемой в камере свечи топливной смеси.

Из уровня техники также известен способ воспламенения заряда управляемым электромагнитным излучением по патенту США №3601054, F41A 19/63, F42B 05/08, F42C 19/12, опубл. 1971, заключающийся в том, что у дна воспламеняемого заряда размещают первую часть метательного заряда (воспламенитель или запал), в центре которого помещают металлические инициаторы, которые при выстреле облучают электромагнитным излучением в СВЧ-диапазоне, например, с частотой 13 ГГц, раскаляя металлические инициаторы (проводники одинаковой длины, соответствующей половине длины волны электромагнитного излучения) до температуры возгорания первой части метательного заряда (воспламенителя), поджигающего затем в свою очередь вторую (основную) часть метательного заряда

Также известно устройство для воспламенения заряда путем нагрева его элементов лучом лазера (см., например, патенты: США №4870903; Японии №2000055594; Японии №2001082900; Франции №2679640). Такое устройство содержит лазер, луч которого направляют на торцовый воспламенитель, расположенный в донной части воспламеняемого заряда, через окно в затворе со сложной оптической системой, обеспечивающей распределение энергии излучения по длине осевого воспламенительного устройства заряда, или такое распределение производится делительными устройствами, находящимися в заряде, что, естественно, усложняет его конструкцию. В этом случае имеет место локализация воспламенения заряда, как и у устройств воспламенения заряда, например, традиционного капсюльного типа, с многоступенчатым принципом срабатывания. Данное устройство имеет низкую надежность работы из-за большой вероятности быстрого выхода из строя при выстреле оптической системы.

В способе по патенту RU 2326263 воспламенение осуществляют путем фокусировки лазерной энергии в область оптического пробоя в тот момент времени, когда соотношение компонентов топлива в этой области является оптимальным для воспламенения.

Способ зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя по патенту RU 2339840 основан на заполнении камеры свечи топливом в составе горючего и окислителя и его зажигания с помощью вспомогательного источника энергии, при этом горючее и окислитель подают в камеру свечи раздельно, а в качестве вспомогательного источника энергии используют импульсный лазер, энергию которого направляют с фокусировкой на топливную смесь в объеме камеры свечи, где в реакционной зоне создают объемный электрический разряд и поджигают топливную смесь, из которой формируют в процессе горения плазменный факел из камеры свечи в камеру сгорания двигателя и поджигают им топливную смесь в камере сгорания двигателя. Для зажигания топливной смеси лазерной искрой (оптический пробой) требуется лазер, параметры которого определяются порогами пробоя лазерной смеси.

В упомянутых патентах предлагается использовать для поджига горючей смеси оптический пробой, который создается лазерным излучением в объеме, заполненном топливной смесью, для инициирования которого необходимо использовать импульсный лазер с очень высокой интенсивностью выходного излучения. В настоящее время наилучшими и подходящими для этих целей характеристиками обладают твердотельные лазеры, как правило, с активной средой из Nd:YAG (гранат с неодимом), включающие систему получения коротких импульсов, что значительно усложняет устройство для лазерного поджига в целом.

Еще одним существенным недостатком перечисленных выше способов является то, что при лазерном поджиге топливных смесей на основе оптического пробоя на оптических элементах, выводящих излучение в камеру сгорания, оседает копоть, что делает невозможным повторный поджиг топлива ракетных двигателей без очистки этих элементов.

Предлагаемое изобретение направлено на устранение указанных выше недостатков и на создание такого устройства лазерного поджига, которое делает возможным реализацию многоразового поджига топлива в ракетных двигателях, а также значительно повышает надежность, упрощает и удешевляет поджиг.

На Фиг.1 показана схема варианта реализации изобретения, где 1 - камера сгорания, 2 - форсунки для вспрыскивания топлива и окислителя в камеру сгорания, 3 - факел горения световода, 4 - механизм подачи световода в камеру сгорания, 5 - световод, 6 - система ввода излучения в световод и 7 - лазер (матрица лазерных диодов).

Принцип работы предлагаемого устройства заключается в следующем. Лазерное излучение от источника (поз.7) лазерного излучения направляется через систему ввода излучения (например, линзу) (поз.6) в световод (поз.5), у которого выходной торец покрыт светопоглощающим материалом или специально обработан (например, оплавлен) таким образом, чтобы лазерное излучение от источника (поз.7) поглощалось в плоскости выходного торца световода.

Для более уверенного запуска можно использовать несколько расположенных в камере сгорания (поз.1) световодов (поз.5) в любой конфигурации (не показано).

При этом место расположения отверстия в камере сгорания (поз.1) для ввода в нее световода (поз.5) располагают около форсунок камеры сгорания (поз.1), где скорость газового потока мала, и световод (поз.5) можно вводить в камеру сгорания (поз.1) без дополнительного держателя световода (например, трубки). В камере сгорания находится только конечный участок световода небольшой длины, которая определяется условиями горения.

Поглощенное в выходном торце излучение лазера разогревает расположенный в камере сгорания конец световода до высоких температур, которые могут достигать температур плавления или кипения материала световода (порядка 1500-2000°С).

Возможны два варианта поджига топлива:

1) Поджиг топлива происходит при контакте с сильно нагретым выходным концом световода, при этом сам световод не горит.

2) Выходной конец световода начинает гореть сам, разбрызгивая при этом раскаленные частицы своего вещества (кварца) и окружающего волокно металлического кожуха (поз.3).

Реализация одного из этих возможных вариантов поджига зависит от температуры поджига топлива при заданных условиях в камере сгорания (температуры, давления, скорости среды и др.) Реализация первого варианта требует значительно меньшей мощности лазерного излучения, чем для второго. При надлежащей мощности подводимого лазерного излучения горение будет интенсивным, способным поджечь любую горючую смесь.

Для увеличения температуры горения на поверхность световода (поз.5) может быть нанесена специальная смесь (как сплошным слоем, так и через промежутки, равные или различные по длине), например термитная. При воспламенении такая смесь интенсивно сгорает с выделением большого количества теплоты, что увеличивает температуру в области возгорания и способствует поджигу топливной смеси.

Лазерное излучение подается в световод в течение всего времени поджига топлива, пока не достигается его устойчивое горение.

Чтобы произвести следующий поджиг, сгоревшую при предыдущем поджиге концевую часть световода компенсируют введением в камеру сгорания нового участка световода посредством механизма подачи световода (поз.4), при этом его торец будет уже оплавленным. Механизм подачи световода представляет собой вращательный барабан, на который намотан световод, имеющий необходимый запас длины. Один конец световода жестко соединен с системой ввода излучения, другой - выводится в камеру сгорания и фиксируется в выходном отверстии в стенке камеры сгорания. При включении механизма подачи фиксация снимается, барабан проворачивается (например, шаговым электрическим двигателем или пружинным механизмом) на необходимый угол так, чтобы выдвинуть выводящий конец световода в глубь камеры сгорания на нужную длину. Подача световода в камеру сгорания может осуществляться и в процессе поджига. Независимо от текущего состояния работы двигателя в камере сгорания всегда находится оконечный участок световода, который полностью закрывает отверстие в стенке камеры сгорания, через которое подается световод, изолируя остальной участок световода от камеры сгорания.

Поджиг ракетных двигателей осуществляют следующим образом. Через отверстие в стенке камеры (поз.1) сгорания на определенную глубину выдвигается световод (поз.5) либо без опоры, либо с использованием некоторого держателя (не показан). В световод (поз.5) от источника (поз.7) подается лазерное излучение, импульсное или непрерывное. Поглощающий подаваемое в световод излучение выходной конец световода сильно нагревается и поджигает топливную смесь в камере сгорания (поз.1). При этом может сгорать и сам оконечный участок световода, находящийся в камере сгорания. Остающийся выходной конец световода будет иметь оплавленный и покрытый продуктами сгорания (сажей) торец, т.е. по-прежнему оставаться хорошо поглощающим излучение. При этом остальная часть световода (поз.5), остающаяся изолированной за стенкой камеры сгорания (поз.1), останется неповрежденной и готовой к работе. Для повторного пуска ракетного двигателя (поджига топлива) необходимо будет лишь снова выдвинуть световод в камеру сгорания (поз.1) и подать лазерное излучение от источника (поз.7).

В качестве источника (поз.7) лазерного излучения предполагается использовать сборку лазерных диодов (лазерную диодную матрицу), работающую в непрерывном режиме. Этот режим быстрее разогревает конец световода и не требует сложных систем накачки и источников питания - можно использовать аккумуляторы летательного аппарата. Охлаждение лазерной диодной матрицы достаточно сделать пассивным (кондуктивный теплоотвод на медный или алюминевый брусок), поскольку время разогрева конца световода и воспламенения топливной смеси происходит за краткий промежуток времени, за который матрица не успевает перегреться.

При использовании диодного лазера (матрицы лазерных диодов) система будет очень проста, надежна и экономична.

1. Способ многоразового лазерного поджига топливных смесей в ракетных двигателях, содержащий следующие этапы: в камеру сгорания ракетных двигателей вводят по меньшей мере один световод, который одним своим торцом соединен с источником лазерного излучения, а на другом торце, находящемся в камере сгорания ракетного двигателя, излучение от упомянутого источника лазерного излучения поглощается; в упомянутый по меньшей мере один световод подают энергию от источника лазерного излучения; при этом для повторного поджига посредством механизма подачи световода повторно вводят упомянутый по меньшей мере один световод в упомянутую камеру сгорания и подают энергию от упомянутого источника лазерного излучения.

2. Устройство многоразового лазерного поджига топливных смесей в ракетных двигателях, содержащее источник лазерного излучения, по меньшей мере один световод, подключенный через систему ввода излучения к источнику лазерного излучения, при этом выходной торец световода выполнен поглощающим энергию от упомянутого источника лазерного излучения; и механизм подачи по меньшей мере одного световода для повторного поджига топливной смеси в камере сгорания ракетного двигателя.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что в нем источник лазерного излучения представляет собой матрицу лазерных диодов.

4. Устройство по п.2, отличающееся тем, что в нем поверхность упомянутого по меньшей мере одного световода покрыта термитной смесью.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разработки реактивных двигателей малой тяги (РДМТ). .

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 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)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для многократного запуска ракетных двигателей (РД), использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива в условиях их эксплуатации на ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, при отработке двигателей в стендовых условиях
Наверх