Способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги


 


Владельцы патента RU 2477383:

Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги включает подачу расхода горючего и большей части расхода окислителя в область основного горения, подачу меньшей части расхода окислителя в область начального воспламенения, воспламенение топливной смеси в области начального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения, при этом весь расход горючего подают в область основного горения, из которой малую часть расхода горючего подают в область начального воспламенения, при этом окислитель подают не раньше горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности экономичного многократного запуска РДМТ в сочетании с простотой и малой массой конструкции камеры. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разработки ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) на несамовоспламеняющемся двухкомпонентном газообразном топливе с обеспечением экономичного многократного запуска РДМТ в условиях их эксплуатации на космических аппаратах, орбитальных пилотируемых космических станциях и средствах межорбитальной транспортировки, при отработке двигателей в стендовых условиях. Изобретение может быть использовано также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.

Отличительной особенностью РДМТ, кроме уровня тяни, является многократность (N=103…104) циклов работы (включений) в эксплуатации. Каждый цикл работы включает стадию запуска, стадию стационарной работы и стадию выключения (останова). При использовании несамовоспламеняющихся топлив возрастает роль обеспечения многократного надежного принудительного воспламенения топлива при сохранении требований экономичной работы на стационарном режиме. Дополнительными обязательными требованиями к запуску РДМТ являются обеспечение предельно высоких динамических характеристик выхода двигателей на стационарный режим работы и минимизация затрат на его осуществление.

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 (КС), предкамеру (ПК) и раздельные линии подачи компонентов топлива в КС и в ПК. Для воспламенения топлива в ПК установлена электроискровая свеча.

Известен способ работы ЖРД, реализованный в данном устройстве, который состоит в следующем. Пусковые порции окислителя и горючего поступают в ПК ЖРД. После смешения компонентов до заданного состава смесь воспламеняется от включенной электроискровой свечи. Образующаяся струя продуктов сгорания воспламеняет основной расход топлива, поступающий в КС. После выхода на стационарный режим работы ЖРД подача компонентов топлива в ПК и процесс горения в ней прекращаются, и работу двигателя обеспечивает установившийся процесс горения в основной КС.

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

Недостатком такого устройства и способа его работы для РДМТ является то, что суммарные расходы компонентов топлива в РДМТ составляют граммы и доли грамма в секунду и раздельная подача такого малого расхода, и тем более малых частей такого расхода с требуемым соотношением компонентов топлива в КС и особенно в ПК крайне затруднительна. Кроме того, при многократных включениях с попаданием на свечу смеси компонентов топлива, содержащих углерод (например, при использовании в качестве горючего метана), свеча загрязняется продуктами неполного сгорания топлива в ПК. К недостаткам устройства следует отнести также наличие двух магистралей подачи в двигатель каждого из компонентов топлива.

Известна конструкция камеры РДМТ, работающего на двухкомпонентном газообразном несамовоспламеняющемся топливе: кислород-водород, включающая КС с соплом и смесительной головкой, ПК с воспламенителем, подводящие трубопроводы [2]. В устройстве осуществляется постоянная, в течение всего времени работы двигателя, подача всего расхода окислителя (кислорода) и немалой части расхода горючего (водорода) в ПК, в которой осуществляется воспламенение топлива, и подача остальной части расхода горючего в КС. Для воспламенения топлива используется электроискровая свеча.

Недостатком данного устройства и способа его работы является принцип и конструкция узла распределения расходов компонентов топлива между ПК и КС, в результате чего через ПК пропускают значительный расход топлива, что приводит к большим скоростям течения воспламеняемой газовой смеси. Практика показывает, что при такой организации подачи топлива надежный запуск двигателя может быть обеспечен в случае использовании топливных композиций, предъявляющих минимальные требования к обеспечению условий воспламенения, к числу которых относится композиция кислород-водород. Но и в этом случае необходима умеренная, на уровне атмосферной, температура подаваемых в двигатель компонентов топлива и достаточная мощность воспламенителя. Применение электроискровой свечи для реализации надежного многократного воспламенения топлива сопряжено с относительно большими массовыми затратами на свечу и преобразователь низкого напряжения питания в высоковольтные разряды, а также с необходимостью использования специальных фильтров для защиты системы энергоснабжения объекта от возмущений, генерируемых разрядами при работе воспламенителя. Масса применяемых на практике электроискровых агрегатов зажигания, включающих свечу и преобразователь постоянного низкого напряжения (обычно 27 В) в высоковольтные разряды (несколько киловольт), с учетом массы защитного фильтра, составляет ~1,5…2,0 кг, что может превосходить массу всех остальных элементов конструкции двигателя. Использование для управления одним объектом значительного количества таких двигателей (на практике от 8 до 40), каждый из которых оснащен таким воспламенителем, приводит к нерациональному увеличению массы всей двигательной установки.

При использовании других горючих, например метана, при той же расходонапряженности в ПК, надежность воспламенения существенно понижается.

Известна конструкция камеры РДМТ, работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе, которая содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, ПК с воспламенителем, трубопроводы подвода компонентов топлива [3]. Смесительная головка включает в себя линию подачи окислителя, представляющую собой осевой канал-форсунку, соединенный одним концом с трубопроводом подачи окислителя и другим концом сообщающийся с КС, и посредством одного или нескольких радиальных отверстий в стенке канала-форсунки, с полостью ПК, линию подачи горючего, представляющую собой радиальный канал, соединенный с трубопроводом подачи горючего, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи горючего в КС и каналами с расположенной с внешней стороны от канала-форсунки окислителя кольцевой промежуточной полостью, которая, с одной стороны, сообщается кольцевым каналом-форсункой с КС, и, с другой стороны, сообщается одним или несколькими продольными каналами с ПК.

Способ работы ракетного двигателя малой тяги с такой камерой включает воспламенение в ПК пусковой порции топлива, которая образуется в результате постоянной подачи в нее небольшой части расхода окислителя из полости осевого канала-форсунки и кратковременной, в начальный период запуска двигателя, подачи небольшого расхода горючего из промежуточной полости. Поступление малого расхода горючего в ПК обусловлено действием временно образовавшегося перепада давлений между промежуточной полостью и ПК. После воспламенения топлива в ПК процесс горения распространяется через продольные каналы, промежуточную полость и кольцевой канал-форсунку в КС, с добавлением к продуктам сгорания части расхода горючего в промежуточной полости и остальной части расхода горючего и большей части расхода окислителя в КС. Работа РДМТ на стационарном режиме обеспечивается горением топлива в КС. В процессе стационарной работы двигателя в ПК поступает небольшой расход окислителя, который затем через продольные каналы поступает в промежуточную полость, в которую также поступает часть расхода горючего; образовавшаяся в промежуточной полости смесь окислителя и горючего через кольцевой канал-форсунку поступает в КС, где смешивается с основным расходом топлива и сгорает.

Недостатком этого устройства и способа его работы, принятых за прототип, является использование промежуточной полости, в которой на стадии стационарной работы двигателя формируется смесь окислителя и горючего, что может привести к распространению процесса горения из КС в кольцевой канал-форсунку и промежуточную полость. На практике это может происходить при использовании топлива кислород (окислитель) - водород (горючее), имеющего широкий концентрационный диапазон воспламенения - от 4% до 95% по объему водорода в смеси. При интенсификации процесса перемешивания и горения компонентов топлива на начальном участке КС фронт горения может распространяться вверх по потоку, в том числе и в кольцевой канал-форсунку и промежуточную полость при наличии в них пригодного для горения состава газовой смеси. Результатом этого нежелательного процесса может явиться возгорание элементов конструкции, образующих канал-форсунку и промежуточную полость.

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является обеспечение надежного многократного запуска и работы ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) на стационарном режиме при использовании широкого спектра несамовоспламеняющихся двухкомпонентных газообразных топлив, с обеспечением высокой полноты их сгорания в сочетании с простотой и малой массой конструкции камеры.

Для решения этой задачи предлагается устройство - камера ракетного двигателя малой тяги. Камера содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов топлива. Смесительная головка включает в себя линии подачи горючего и окислителя и осуществляет смешение компонентов топлива в КС, а также в ПК в начальный период запуска двигателя.

Линия подачи горючего представляет собой радиальный канал, соединенный с трубопроводом подачи горючего и переходящий в кольцевой коллектор с каналами-форсунками подачи горючего в КС. Линия подачи окислителя представляет собой осевой канал-форсунку, соединенный одним концом с трубопроводом подачи окислителя и другим концом сообщающийся с КС и посредством одного или нескольких радиальных отверстий в стенке осевого канала-форсунки с полостью ПК. Камера сгорания связана с предкамерой сообщающим каналом.

Кроме того, каналы-форсунки подачи горючего в камеру сгорания могут быть выполнены тангенциальными, а на выходе из осевого канала-форсунки окислителя может быть установлена центробежная форсунка.

Для работы такого РДМТ предлагается способ, основанный на подаче всего расхода горючего в область основного горения, из которой малую часть расхода подают в область начального воспламенения. Большую часть расхода окислителя подают в область основного горения, а меньшую часть - в область начального воспламенения. Затем воспламеняют топливную смесь в области начального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения. При этом окислитель подают не раньше горючего.

В начальный период запуска двигателя часть расхода горючего (при задержке подачи окислителя) либо смеси горючего с окислителем (при одновременной подаче компонентов топлива) из области основного горения подают в область начального воспламенения топлива, где смешивают с поступившим в нее окислителем до образования оптимального для воспламенения состава смеси и воспламеняют. Образовавшиеся в области начального воспламенения продукты сгорания топлива подают в область основного горения, где смешивают с поступившем в нее топливом, воспламеняя последнее, в результате чего двигатель запускается. На стационарном режиме работы РДМТ меньшую часть расхода окислителя подают в область начального воспламенения, весь расход горючего и большую часть расхода окислителя подают в область основного горения, куда одновременно подают меньшую часть расхода окислителя из области начального воспламенения.

Технический результат достигается организацией поступления при запуске двигателя части расхода горючего из КС через сообщающий канал в ПК под действием образовавшегося в период запуска перепада давлений между КС и ПК, и поступлением небольшого расхода окислителя в ПК через отверстие в стенке канала-форсунки окислителя, в результате чего в ПК образуется готовая к воспламенению газовая смесь, которая воспламеняется от энергии воспламенителя, процесс горения распространяется через сообщающий канал в КС. После чего за счет продолжающегося поступления в ПК окислителя давление в ней становится больше, чем давление в КС, вследствие чего прекращается поступление горючего в ПК и процесс горения в ней. Дальнейшую работу двигателя на стационарном режиме обеспечивает процесс горения в КС, а ПК и воспламенитель находятся в среде протекающего небольшого расхода окислителя с температурой, не оказывающей отрицательного влияния на их работоспособность.

Перепад давлений между КС и ПК в период запуска двигателя достигается за счет более высокого темпа роста давления в КС, вызванного поступлением в нее большого расхода компонентов топлива по отношению к темпу роста давления в ПК, в которую в этот период поступает существенно меньший расход компонентов топлива.

Суть изобретения поясняется представленной на фигуре конструктивной схемой камеры РДМТ.

Камера РДМТ включает КС 1 с соплом 2, ПК 3 с воспламенительным устройством 4, трубопроводы подачи в камеру газообразных окислителя 5 и горючего 6 и смесительную головку 7. Линия подачи горючего, включающая радиальный канал 9 и кольцевой коллектор 8, осуществляет подачу всего расхода горючего через каналы-форсунки 10 в КС 1. Линия подачи окислителя, включающая осевой канал-форсунку 11, осуществляет подачу большей части расхода газообразного окислителя в КС 1 и меньшей части расхода окислителя через радиальное отверстие 12 в ПК 3. КС 1 соединена с ПК 3 сообщающим каналом 13.

Способ работы РДМТ реализуется предложенным устройством в следующей последовательности действий.

До запуска во всех полостях камеры двигателя давление одинаковое и равно давлению окружающей среды, как правило, вакуумному.

При запуске горючее по трубопроводу 6 подается в смесительную головку 7 и через радиальный канал 9, коллектор 8 и каналы-форсунки 10 поступает в КС 1. Одновременно, или с задержкой, по трубопроводу 5 подается газообразный окислитель, основная часть расхода которого через канал-форсунку 11 поступает в КС 1 и небольшая часть расхода окислителя через отверстие 12 поступает в ПК 3.

При одновременной подаче окислителя и горючего за счет поступления большого расхода топливной смеси в КС 1 в ней создается давление, которое в начальный период протекания процесса запуска больше, чем давление в ПК 3, создаваемое малым расходом окислителя, поступающим через отверстие 12. Под действием образовавшегося перепада давлений часть топливной смеси из КС 1 поступает через сообщающий канал 13 в ПК 3.

В случае задержки подачи окислителя до момента его подачи перепад давлений между КС 1 и ПК 3 будет определяться разницей между давлением в КС 1, создаваемым подачей всего расхода горючего в нее, и давлением в ПК 3, создаваемым поступлением части расхода горючего из КС 1 в ПК 3. С момента подачи окислителя происходит его поступление в КС 1 и ПК 3 с воспроизведением картины течений для варианта одновременной подачи компонентов топлива.

По мере поступления в ПК 3 смеси окислителя и горючего из КС 1 и окислителя через отверстие 12 в ней образуется смесь с необходимым для воспламенения составом, которая при срабатывании воспламенительного устройства 4 загорается. Высокотемпературные продукты сгорания топлива из ПК 3 истекают через сообщающий канал 13 в КС 1, в результате чего процесс горения распространяется в полость КС и двигатель запускается.

По мере работы двигателя окислитель, поступающий через отверстие 12 в ПК 3, создает в ней давление, большее чем давление в КС 1, и смесь компонентов топлива перестает поступать из КС 1 в ПК 3, в результате процесс горения в ПК прекращается.

На стадии стационарной работы РДМТ малый расход окислителя, подаваемый через отверстие 12 в ПК 3, поступает через сообщающий канал 13 в КС 1, где смешивается с основным расходом топлива и участвует в процессе горения. На этой стадии работы двигателя воспламенительное устройство 4 оказывается в проточной среде низкотемпературного окислителя, защищающего воспламенительное устройство от воздействия тепловых потоков, поступающих из КС.

При опережении подачи окислителя в камеру РДМТ происходит заполнении им КС 1 и ПК 3, при этом поступивший в ПК 3 окислитель истекает через сообщающий канал 13 в КС 1. После подачи горючего и поступлении его в КС 1 давление в ней поднимается, перепад давления между ПК 3 и КС 1 уменьшается, вследствие чего уменьшается расход окислителя из ПК 3 в КС 1 и давление в ПК 3 поднимается. В результате сохраняется превышение давления в ПК 3 над давлением в КС 1 и поступление окислителя из ПК 3 в КС 1, что делает невозможным подачу горючего из КС 1 в ПК 3 и, как следствие, невозможность образования горючей смеси в ПК 3, отсутствие воспламенения топлива в ПК 3 и незапуск двигателя.

Заявляемое техническое решение дает следующие преимущества по сравнению с прототипом:

- существенное упрощение конструкции камеры за счет сокращения количества полостей и каналов для поступления компонентов топлива в КС и ПК;

- исключение возможности возникновения процессов горения в полостях и каналах, не предназначенных для этого, что позволяет форсировать процесс перемешивания и сгорания компонентов топлива в начальном участка КС без риска распространения процесса горения в смежные полости;

- упрощение процедуры экспериментальной отработки запуска РДМТ из-за уменьшения количества параметров, оказывающих влияние на качество процессов в камере двигателя и подлежащих оптимизации.

Реализация предложенного способа работы РДМТ, использующего несамовоспламеняющееся газообразное топливо, и предложенной конструктивной схемы камеры РДМТ, использующей предложенный способ, подтверждается расчетными и экспериментальными результатами.

В качестве воспламенителя в заявляемом устройстве могут быть использованы свечи электроискрового, лазерного или калильного типа. При разработке экспериментальных образцов РДМТ в ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» и при проведении экспериментальных исследований для воспламенения топлива использовались свечи калильного типа.

Источники информации

1. «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей». / Под. Ред. Г.Г.Гахуна, - М.: Машиностроение, 1989.

2. Appel M.A., Schoeman L., Berkman D.K. Oxygen/Hydrogen Thrusters for the Space Station Auxilary Propulsion Systems. JANNAF Propulsion Conference, 1984, p.29-37.

3. «Камера ракетного двигателя малой тяги, работающего на двухкомпонентном несамоспламеняющемся газообразном топливе". Заявка на изобретение №2008117806 от 07.05.2008 (Патент РФ №2369766, вариант по п.3).

Способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги, включающий подачу расхода горючего и большей части расхода окислителя в область основного горения, подачу меньшей части расхода окислителя в область начального воспламенения, воспламенение топливной смеси в области начального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения, отличающийся тем, что весь расход горючего подают в область основного горения, из которой малую часть расхода горючего подают в область начального воспламенения, при этом окислитель подают не раньше горючего.



 

Похожие патенты:

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

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

Изобретение относится к ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет. .

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.

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 ракетной технике, конкретнее к средствам организации смесеобразования в жидкостных ракетных двигателях малой и особо малой тяги (0,3-0,5 H) на самовоспламеняющихся компонентах топлива.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретнее - к средствам организации смесеобразования в жидкостных ракетных двигателях малой и особо малой тяги (0,3-0,5 Н) на самовоспламеняющихся компонентах топлива.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено для разработки конструкций ракетных двигателей малой тяги, использующих двухкомпонентные несамовоспламеняющиеся газообразные топлива.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к области энергетических установок, в частности к камерам жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)
Наверх