Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива (варианты)



Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива (варианты)
Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива (варианты)

 


Владельцы патента RU 2451818:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)
Государственный научный центр Российской Федерации - Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") (RU)

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. В первом предлагаемом варианте лазерное устройство воспламенения компонентов топлива в КС РД содержит корпус с газоводом - каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в КС, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, установленную в корпусе устройства несоосно газоводу, при этом реакционная полость расположена в газоводе, а лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем. Второй вариант отличается от первого тем, что часть одного из компонентов топлива подается на охлаждение газовода и выбрасывается в камеру сгорания. Изобретение обеспечивает надежное воспламенение ракетных топлив в камерах сгорания ракетных двигателей и снижение электромагнитных помех в натурных условиях эксплуатации двигателей. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована 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. Группа изобретений может быть использована также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.

Известно устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ЖРД [1]. Устройство содержит корпус, внутри которого расположены реакционная полость, сужающаяся к выходу в камеру сгорания, трубопроводы подачи горючего и окислителя. Пусковые порции компонентов поджигаются электроискровой свечой, установленной в корпусе. Недостатком данного устройства является его неэффективность при многократных включениях, когда при запусках и остановах продукты неполного сгорания загрязняют электроды свечи.

Кроме того, при искрообразовании возбуждаются электромагнитные помехи.

Известно устройство воспламенения компонентов топлива в КС РД [2], принятого за прототип, содержащее корпус с каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива, устройство подачи энергии в реакционную полость в виде лазерной свечи, снабженной фокусирующей линзой и установленной в корпусе устройства соосно каналу транспортировки продуктов сгорания, при этом выходной торец лазерной свечи и входной торец канала транспортировки образуют реакционную полость, в которой вблизи выходного торца лазерной свечи расположена мишень, на которую фокусируется лазерное излучение с образованием плазмы оптического пробоя, воспламеняющего смесь.

Недостатком прототипа является то, что мишень располагается в потоке воспламеняющейся смеси, что снижает ресурс работы устройства. Кроме этого излучение от горящих в канале продуктов может передаваться обратно через фокусирующую линзу в лазер, нарушая работу оптических элементов лазера.

Технической задачей, на решение которой направлена заявляемая группа изобретений, является обеспечение надежного воспламенения ракетных топлив с использованием лазерных устройств воспламенения. Для решения этой задачи предлагается два варианта устройства для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания РД. В первом варианте устройство содержит корпус с газоводом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в КС-газоводом, узлы подачи компонентов, устройство подачи энергии, реакционную полость. В качестве устройства подачи энергии используется лазерная свеча, установленная в корпусе несоосно относительно газовода и состоящая из малогабаритного лазера и узла фокусировки излучения. Реакционная полость расположена непосредственно в канале газовода.

Излучение оптической свечи фокусируется в канале газовода - в объеме или на стенке канала ниже по течению относительно входного отверстия горючего.

Второй вариант лазерного устройства воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя содержит корпус с газоводом для транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, узел фокусировки, при этом лазерная свеча установлена в корпусе устройства несоосно газоводу, реакционная полость расположена в газоводе, узел фокусировки расположен так, что лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем, кроме того, в газоводе выполнен охлаждающий канал, соединенный с одним из узлов подачи компонентов.

Величина сфокусированной плотности лазерной энергии должна быть достаточной, чтобы в смеси компонентов произошел оптический пробой с образованием плазмы. Порог пробоя зависит от различных параметров: состава смеси, давления, длины волны лазерного излучения, типа поверхности, на которую фокусируется излучение, и ряда других факторов. В частности, для организации оптического пробоя в газах при атмосферном давлении, пороговая плотность мощности составляет величину 109-101010 Вт/см2 для поверхностного оптического разряда и 1011 Вт/см2 для объемного при использовании лазерного излучения с длиной волны 1064 нм, длительности лазерных импульсов ~10 нс. В результате смесь взаимодействует с плазменным факелом, инициированным оптическим пробоем, что приводит к ее воспламенению.

Путем опережения подачи одного из компонентов в начальный момент работы устройства обеспечивается переменность состава компонентов топлива в области фокусировки лазерной энергии. Так, сразу после подачи компонента 1, являющегося окислителем, он заполняет все каналы устройства, а после подачи компонента 2 - горючего, с одновременным включением лазера, работающего в импульсно-периодическом режиме, в области фокусировки по истечении некоторого времени образуется смесь компонентов топлива с соотношением компонентов, оптимальным для воспламенения лазерным излучением, после чего происходит воспламенение смеси компонентов топлива в канале с образованием стационарного факела, а лазер выключается.

Возможно опережение подачи горючего или одновременная подача компонентов.

Отличительными признаками предлагаемого устройства от прототипа [2] является несоосное расположение лазерной свечи и канала газовода, использование части канала газовода в качестве реакционной полости, фокусировка лазерной энергии на стенку газовода или в его объем, отвод части компонента на охлаждение газовода. Несоосное расположение лазерной свечи и канала газовода позволяет предотвратить излучение от горящих в канале газовода и камере сгорания продуктов, которое может передаваться обратно через фокусирующую линзу в лазер, что может нарушить работу оптических элементов лазера. Использование канала газовода в качестве реакционной полости упрощает конструкцию устройства, а инициация горения в объеме газовода или на его стенке, использующейся в качестве мишени, позволяет повысить надежность работы устройства по сравнению с прототипом, где мишень располагалась в канале и, следовательно, подвергалась повышенным тепловым нагрузкам, ограничивая тем самым температурный диапазон работы устройства.

Предлагаемые устройства иллюстрируются следующими графическими материалами: на фиг.1 представлен первый вариант устройства, на фиг.2 - второй. Так, устройство по первому варианту состоит из газовода 1, герметично соединяемого с камерой сгорания двигателя, узлов подачи компонента 1 (поз.2) и компонента 2 (поз.3) топлива с соответствующими выходными отверстиями 4, 5, реакционной полости 6, расположенной непосредственно в газоводе, транспортирующем факел в камеру сгорания двигателя. Лазерная свеча, соединяемая с корпусом 7, состоит из малогабаритного лазера 8, узла фокусировки излучения 9, герметично соединенного с корпусом 7, предотвращая попадание компонентов наружу, кабеля питания лазера 10. Излучение, прошедшее через узел фокусировки 9, попадает в реакционную полость. На фиг.1 и 2 приведено несоосное расположение лазерной свечи и газовода при угле между осями лазерной свечи и канала, равном 90°. Оптический пробой происходит в точке фокусировки 11, расположенной на некотором расстоянии от выходного отверстия 5 компонента 2 по направлению выходного отверстия газовода.

Во втором варианте устройства (фиг.2) имеется коллектор 12 для отвода части компонента 2 в охлаждающий канал 13.

Расходы компонентов и их соотношение, а следовательно, и рабочая температура в реакционной полости после зажигания выбираются из условия обеспечения работоспособности конструкции, то есть обеспечения стойкости выбранных материалов конструкции устройства при рабочей температуре.

Рассмотрим работу устройства по первому варианту. Через узел подачи 2 в устройство подается компонент 1, заполняющий все полости устройства, включая узел подачи 3 второго компонента. Через узел подачи 3 подают второй компонент топлива. Через некоторое время происходит вытеснение вторым компонентом первого, при этом включается лазер. В процессе этого вытеснения в области фокусировки происходит изменение соотношения компонентов топлива и при достижении некоторого его значения происходит воспламенение смеси. В общем случае, это значение может существенно отличаться от среднего соотношения, определяемого из величин расходов компонентов на стадии стационарной работы устройства. После осуществления пробоя и воспламенения смеси, лазер выключается, а возникающий факел продуктов сгорания через газовод попадает в камеру сгорания двигателя и воспламеняет компоненты топлива в самой камере сгорания. После воспламенения компонентов в камере сгорания факел устройства гасится либо прекращением подачи окислителя и горючего, либо прекращением подачи одного из компонентов. В этом случае истечение второго компонента предотвращает попадание горячих газов из камеры сгорания в устройство, а также оказывает охлаждающее воздействие. Порядок подачи компонентов в устройство может быть и обратным - вначале может подаваться компонент из узла подачи 3, а затем - второй компонент из узла подачи 2.

Во втором варианте устройства (фиг.2) компонент 2 попадает в коллектор 12, из которого часть его поступает в канал газовода через отверстие 5, а часть - в охлаждающий канал 13, охлаждая тем самым газовод, и выбрасывается на срезе газовода через кольцевой канал в камеру сгорания.

Устройство по первому варианту целесообразно использовать при кратковременной работе запального устройства, по второму - при более длительной работе запального устройства в составе камеры сгорания, когда необходимо избежать перегрева стенок газовода и узла крепления газовода к камере сгорания двигателя.

Разработанные варианты устройства были реализованы в процессе экспериментальных исследований по лазерному воспламенению компонентов ракетного топлива на стенде 5СТ-04 Центра Келдыша. В качестве компонентов использовались следующие топливные пары: кислород-водород, кислород-метан с суммарным расходом до 10 г/с. Кислород подавался через узел подачи 1, а водород или метан - через узел подачи 2. Использовался малогабаритный твердотельный лазер с длиной волны излучения 1064 нм, энергией лазерных импульсов, обеспечивающих надежное воспламенение компонентов, на уровне ~2…7 мДж при длительности импульса 8 нс. Апробированы различные временные режимы опережения подачи компонентов. Установлено, что надежное воспламенение имеет место как при опережении подачи окислителя, так и при опережении подачи горючего, а также при их одновременной подаче.

Источники информации

1. Конструкция и применение жидкостных ракетных двигателей. / Под ред. Г.Г.Гахуна. М.: Машиностроение, 1989 стр.77, рис.4.7.

2. Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты). Патент РФ №2326263, F02K 9/95, опубл. 20.03.09.

1. Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя, содержащее корпус с газоводом для транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, узел фокусировки, отличающееся тем, что лазерная свеча установлена в корпусе устройства несоосно газоводу, при этом реакционная полость расположена в газоводе, а узел фокусировки расположен так, что лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем.

2. Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя, содержащее корпус с газоводом для транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, узел фокусировки, отличающееся тем, что лазерная свеча установлена в корпусе устройства несоосно газоводу, при этом реакционная полость расположена в газоводе, узел фокусировки расположен так, что лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем, кроме того, в газоводе выполнен охлаждающий канал, соединенный с одним из узлов подачи компонентов.



 

Похожие патенты:

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

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 и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. .

Изобретение относится к системам зажигания ракетных двигателей. .

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

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 ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

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

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 ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении заряда твердого ракетного топлива к ракетному двигателю или газогенератору

Изобретение относится к испытательной технике, а точнее к области бесконтактной передачи команд запуска (БСЗ) пиротехнических устройств при разгоне ракетных поездов по направляющим ракетно-катапультирующей установки (РКУ) с катапультированием объекта испытания в свободный полет

Изобретение относится к ракетно-космической технике

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

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения
Наверх