Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя



Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2527500:

Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Угол установки лазерной свечи к огневому днищу составляет от 60 до 80 градусов. Фокусировка лазера может быть выполнена в зоне сжигания компонентов топлива. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования может быть применена металлорезина. Внутри каждого стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установлен концентрично оси стакана. В качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия. Фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки огневого днища газогенератора. Величина углубления фокусирующей линзы выполнена такой, что фокусирующая линза установлена внутри стакана, например около его днища. Изобретение обеспечивает повышение надежности устройства зажигания. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) многократного запуска, использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива. Также возможно применение системы для двигателей однократного запуска при их испытаниях на стенде.

Известна система зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение №24666292, МПК F02K 9/95, опубл. 10.11.2012 г.

Система зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя содержит систему управления с бортовым компьютером и источником электроэнергии и несколько запальных пиротехнических устройств, установленных на форсуночной плите камеры сгорания.

Недостатками этой системы зажигания является ограниченное количество запусков ЖРД. Спроектировать двигатель с числом запусков более 2…3 проблематично из-за большого веса пиротехнических устройств и невозможности их размещения на головке камеры сгорания.

Известна конструкция ЖРД, работающего на несамовоспламеняющемся топливе, приведенная в [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.

Способ запуска ЖРД, реализованный в данном устройстве, 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.

Недостатками такого устройства и способа запуска являются:

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

- наличие двух магистралей подачи в двигатель каждого из компонентов топлива;

- использование в качестве источника воспламенения электроискровой свечи, снижающей надежность работы двигателя при многократных включениях, так как в этом случае с попаданием на свечу относительно крупных капель жидких компонентов топлива свеча загрязняется продуктами неполного сгорания топлива в предкамере;

- 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.

Известна конструкция ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) по патенту РФ на изобретение №2400644, МПК F16L 11/08, опубл. 20.12.2010 г., работающего на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, содержащем 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.

Способ запуска такого РДМТ основан 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 зону основного горения и в зону первоначального воспламенения компонентов топлива - в осевой канал, где полученную смесь воспламеняют путем фокусировки лазерного излучения в область оптического пробоя на поверхности камеры сгорания осевого канала, либо в объеме топливной смеси. Образовавшийся факел продуктов сгорания поджигает топливную смесь в области основного горения.

Недостатком такого устройства и способа запуска РДМТ является то, что устройство предполагает обязательное наличие в смесительной головке тангенциальных каналов, в которых происходит смешение и закрутка топливных компонентов для подготовки топливной смеси к последующему воспламенению, что усложняет конструкцию, а также увеличивает массу и габариты двигателя. К недостаткам способа следует отнести возможность работы только на топливной паре - газообразный окислитель и жидкое горючее.

Технической задачей, на решение которой направлена группа изобретений, является обеспечение надежного многократного воспламенения топлива в камере ЖРД или газогенератора, снижение массогабаритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик ЖРД или газогенератора, упрощение процедуры поджига камеры, а также возможность работы ЖРД или газогенератора как на жидких, так и на газообразных несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Известно устройство для воспламенения топлива в газогенераторе ЖРД по патенту РФ №2179256, МПК F02K 9/64, опубл. 10.02.2002 г.

Это устройство предназначено для воспламенения топлива в газогенераторе двигателя НК 33 и содержит ампулу химического зажигания, установленную в патрубке горючего.

Недостатки - одноразовое действие системы зажигания и сложность конструкции.

Известна система зажигания газогенератора по патенту РФ на изобретение №2468240, МПК F02K 9/95, опубл. 27.11.2012 г., прототип.

Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива по этому патенту состоит из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем. Узел может быть герметично установлен непосредственно на смесительную головку или на боковую поверхность камеры сгорания. Кроме того, устройство снабжено дополнительно, по крайней мере, одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, а также мишенью, устанавливаемой в камере сгорания в области фокусировки лазерного излучения. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива основан на подаче компонентов топлива и воспламенении топливной смеси путем подачи лазерного излучения и его фокусировки в область оптического пробоя, при этом весь расход окислителя и горючего подают непосредственно в зону горения, где осуществляют их воспламенение при соотношении компонентов, достаточном для воспламенения топливной смеси. Изобретение обеспечивает повышение надежности многократного воспламенения топлива в камере жидкостного ракетного двигателя или газогенератора, снижение массогабаритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик жидкостного ракетного двигателя или газогенератора.

Недостатки этой системы зажигания следующие:

- недостаточное охлаждение лазерной свечи,

- отсутствие механизмов противодействия вибрациям,

- вероятность загрязнения фокусирующего объектива продуктами сгорания и тем самым невозможность многоразового запуска ЖРД.

Задачей создания изобретения является повышение надежности устройства зажигания.

Решение указанных задач достигнуто в устройстве для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя, содержащего камеру с зонами сжигания и смешения компонентов топлива, содержащее блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на огневом днище камеры, при этом лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Угол установки лазерной свечи к огневому днищу составляет от 60 до 80 градусов. Фокусировка лазера выполнена в зоне сжигания компонентов топлива. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования применена металлорезина. Внутри каждого стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установлен концентрично оси стакана. В качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия. Фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности огневого днища газогенератора. Фокусирующая линза углублена таким образом, что находится внутри стакана, например около днища стакана.

.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…17, где

- на фиг.1 приведена упрощенная схема газогенератора ЖРД,

- на фиг.2 приведен вид А,

- на фиг.3 приведено температурное поле в газогенераторе,

- на фиг.4 - схема лазерной свечи с демпфирующим устройством,

- на фиг.5 приведена схема лазерной свечи с демпфирующим устройством и аккумулятором тепла,

- на фиг.6 приведен первый вариант углубления фокусирующей линзы,

- на фиг.7 приведен второй вариант углубления фокусирующей линзы,

- на фиг.8 приведен чертеж газогенератора,

- на фиг.9 приведен разрез В-В,

- на фиг.10 приведен разрез С-С,

- на фиг.11 приведен внешний вид демпфирующего устройства,

- на фиг.12 приведен чертеж демпфирующего устройства,

- на фиг.13 приведен внешний вид аккумулятора тепла,

- на фиг.14 приведен чертеж аккумулятора тепла,

- на фиг.15 приведена фотография газогенератора двигателя НК33, для которого выполнен проект,

- на фиг.16 приведен разрез D-D,

- на фиг.17 приведена соединения лазерных свечей с микрочипами лазера.

Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…17) содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат (которые не показаны) и, по меньшей мере, один газогенератор 1.

Газогенератор 1 предназначен для сжигания компонентов топлива, при этом один из них является избыточным компонентом, а второй - дополнительным компонентом.

В свою очередь, газогенератор 1 содержит (фиг.1) головку 2, камеру 3, распределитель избыточного компонента 4, установленный вдоль оси камеры 3.

Камера 3 содержит две зоны: зону горения 5 и зону смешения 6. Первая из них предназначена для сгорания двух компонентов при оптимальном соотношении, а вторя - для подмешивания избыточного компонента.

Головка 2 содержит переднее днище 7 с патрубком подвода дополнительного компонента 8, среднее днище 9, огневое днище 10, форсунки избыточного компонента 11, форсунки дополнительного компонента 12. Между передним 7 и средним 9 днищами образована полость 13 для подвода дополнительного компонента к форсункам дополнительного компонента 12, а между огневым днищем 10 и средним днищем 9 образована полость 14 для подвода избыточного компонента к форсункам избыточного компонента 11. В среднем днище 9 выполнены пазы 15 для подвода избыточного компонента в полость 14.

Камера 3 газогенератора 1 содержит наружный корпус 16 и внутреннюю оболочку 17, между которыми имеется зазор 18 для прохода избыточного компонента.

На распределителе избыточного компонента 4 выполнены отверстия 19 для подачи избыточного компонента в зону смешения 6. Вдоль оси камеры 3 выполнен патрубок избыточного компонента 20.

На головке 2 установлена, по меньшей мере, одна свеча лазерного зажигания 21 (фиг.1), которая выполнена в виде стакана 22 с полостью 23, в которой установлен микрочип-лазер 24.

Наиболее распространенные типы лазерных кристаллов для лазеров на микрочипах являются: Nd:YAG и Nd:YVO4 с длиной волны в диапазоне от 1-1,3 мкм, в исключительных случаях 0,95 мкм. Спектральный диапазон излучения достаточно широкий из-за короткой длины резонаторной области. Конструктивно лазер может быть выполнен с использованием еще одного элемента, который располагается между активной средой и торцами зеркал. Например, это может быть нелинейный кристалл, который используется как электрооптический модулятор для добротности или внутрирезонаторного удвоения частоты; также может быть использована нелегированная прозрачная пластина для увеличения мощности или эффективной площади. Лазеры на микрочипах с пассивной модуляцией добротности позволяют создавать частоту импульса свыше 100 кГц, а иногда даже нескольких мегагерц. При очень низких временах импульса пиковая мощность такого лазера может составлять несколько киловатт. Для воспламенения компонентов топлива в газогенераторе может понадобиться мощность, в несколько раз превышающая мощность запальных устройств камеры сгорания. Это обусловлено двумя причинами: применением криогенных компонентов топлива и неоптимальным соотношением компонентов топлива.

Полость 23 стакана 22 соединена металлической втулкой 25 с зоной горения 5. Внутри металлической втулки 25 установлена вакуумная трубка 26 с фокусирующей линзой 27 на конце. Другой конец вакуумной трубки 26 соединен с микрочип-лазером 24. Микрочип-лазер 24 оптическим волокном 28 соединен с блоком накачки 29. Блок накачки 29 электрической связью 30 соединен с блоком управления 31.

Более подробно конструкция лазерной свечи показана на фиг.4 и 5. Лазерная свеча 21 (фиг.4) содержит стакан 22, который, в свою очередь, содержит цилиндрический корпус 32 и днище 33. На днище 33 выполнен резьбовой участок 34 и отверстие 35 для прохода вакуумной трубки 26, которая уплотнена уплотнениями 36. Сверху стакан 22 закрыт заглушкой 37, имеющей осевое отверстие 38 для вывода оптического волокна 28, которое уплотнено уплотнением 39, поджато гайкой 40 с центральным отверстием 41. Заглушка 37 уплотнена относительно стакана 22 уплотнением 42

Микрочип-лазер 24 и вакуумная трубка 26 установлены внутри средства демпфирования 43 (фиг.4), которое выполнено из метеллорезины и содержит внутреннюю полость 44 и отверстие 45.

В качестве средства демпфирования 43, с учетом ранее сказанного, целесообразно применить цилиндрическую деталь, выполненную из металлорезины (фиг.11 и 12). Металлорезина - это материал, полученный из неплотно спрессованной стальной проволоки небольшого диаметра. Обычно материал проволоки - нержавеющая сталь. Металлорезина, кроме хороших демпфирующих свойств и стойкости при высоких температурах, обладает высокой теплопроводностью и хорошими теплоаккумулирующими свойствами.

Возможно, для повышения теплопроводности, кроме стальной проволоки, в состав металлорезины добавить 20% - 50% (по весу) медной проволоки. Это не ухудшит амортизирующих свойств демпфирующего устройства, зато в несколько раз увеличит его теплопроводность.

Кроме того, возможна установка внутри стакана 22 аккумулятора тепла 46, который может быть выполнен (фиг.5, 13 и 14) в виде контейнера 47 с внутренним каналом 48 и полостью 49, которая заполнена теплоаккумулирующим веществом 50. Контейнер 47 имеет заправочное отверстие 51, заглушенное пробкой 52.

Применение аккумулятора тепла 46 (фиг.5) позволит в течение 100…200 с (время работы ЖРД) отводить тепло от микрочип-лазера 24 и от вакуумной трубки 26, так как теплоаккумулирующее вещество в момент запуска ЖРД имеет температуру окружающей среды и сохраняет ее достаточно долго. Тепловой поток, передаваемый из камеры газогенератора при его работе нагреет аккумулятор тепла на несколько десятков градусов, т.е. будет выполнять роль охлаждающего устройства.

В качестве теплоаккумулирующего вещества 50 должен быть использован материал, имеющий максимальные удельные (на ед. массы) теплоемкость, теплопроводность и теплоту фазового перехода. Кроме того, плотность вещества должна быть достаточно большой, так объем контейнера 47 ограничен, а эффективность аккумулятора тепла 46 зависит и от его массы. Поэтому целесообразно применять жидкости или твердые вещества.

Теплоаккумулирующее вещество 50, это как отмечалось выше, материал, который имеет высокую теплоемкость и высокую удельную теплоту фазового перехода. Примером такого материала может служить тригидрат ацетата натрия.

Теплофизические свойства этого материала:

- теплота плавления 220 кДж/кг,

- теплоемкость твердой фазы 2 кДж/кг,

- теплоемкость жидкой фазы 2, 8 кДж/кг.

Теплоаккумулирующее вещество 50 может быть предварительно охлаждено.

Подробное описание газогенератора

Подробное описание газогенератора двигателя НК 33 позаимствовано из патента РФ на изобретение №2179256, МПК F02К 9/64, опубл. 10.02.2002 г.

Распределитель избыточного компонента 4, расположенный по оси газогенератора 1 (фиг.8…10), содержит цилиндр 53 с полостью избыточного компонента 54, смесительные элементы 55 и 56 в виде полых цилиндров 57, закрытых шатровыми головками 58 и перфорированных отверстиями 59. Перед каждым смесительным элементом 55 и 56 выполнены отверстия 19. Смесительные элементы 55 и 56 расположены в шахматном порядке, а их высота уменьшается по потоку газа.

Между огневым днищем 10 и смесительными элементами 55 и 56 могут быть расположены радиальные перфорированные пластины 60 с каналами 61 подачи избыточного компонента из полости 14 в полость камеры 3 газогенератора 1.

Распределитель избыточного компонента 4 закрыт днищем 62 в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища 10, а в месте перехода цилиндра в днище и в вершине конуса выполнены отверстия 63 и 64.

На головке 2 под углом α к оси газогенератора 1 установлена, по меньшей мере, одна свеча лазерного зажигания 21. Угол установки лазерной свечи зажигания 21 острый, т.е. меньше 90°. Наиболее оптимальный диапазон угла установки относительно продольной оси газогенератора 1 α=10…30°.

Лазерные свечи 21 установлены в резьбовых втулках 65, которые при помощи сварочного шва 66 приварены к головке 2. (фиг.6, 7 и 15).

Доказательство оптимальности угла установки лазерной свечи

При углах установки α более 30° будет затруднена фокусировка лазерного луча в зоне горения и возможна его фокусировка на распределителе избыточного компонента 4 и прогар стенки последнего. При углах установки менее 10° фокусировка луча лазера окажется в пристенном слое, имеющем неоптимальное соотношение компонентов топлива (Угол установки свечей лазерного зажигания относительно огневого днища 10 составит от 60 до 80°).

Свечи лазерного зажигания 21 установлены на периферии огневого днища 10 для исключения воздействия на них высоких температур (фиг.3), т.е. в зоне пристенного слоя.

Пристенный слой - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий преимущественно из паров горючего. Однако иногда для этих целей используют и окислитель. Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего. Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Все это относится и к камерам сгорания и к газогенераторам.

В дальнейшем приведен конкретный пример устройства для конкретного двигателя НК-33, имеющего высокие удельные характеристики и надежность.

В газогенераторе двигателя НК 33 в качестве избыточного компонента использован окислитель - жидкий кислород, а в качестве дополнительного компонента - горючее - керосин.

В дальнейшем приведен пример с пятью свечами лазерного зажигания 21 по числу радиальных перфорированных пластин 60. Однако для осуществления воспламенения достаточно одной свечи лазерного зажигания 21, а дублирование элементов системы воспламенения позволяет повысить надежность запуска ЖРД

Для предотвращения загрязнения фокусирующей линзы 27 и улучшения ее охлаждения фокусирующая линза 27 углублена относительно огневого днища 10 (Фиг.6)

Возможно углубление фокусирующей линзы 27 таким образом, что она будет установлена внутри стакана 22, например, около его днища 33 (фиг.7). В этом случае она менее всего будет подвержена действию высоких температур.

Количество свечей лазерного зажигания 21 может соответствовать числу радиальных перфорированных пластин 60 (фиг.16), а выходные отверстия 67 металлических трубок 25 находятся между радиальными перфорированными пластинами 60 и на периферии огневого днища 10.

ПОДГОТОВКА ДВИГАТЕЛЯ К ЗАПУСКУ

Перед работой свечи лазерного зажигания 21 устанавливают в резьбовые втулки 65 (фиг.15). Если это предусмотрено технологией предварительно захолаживают теплоаккумулирующее вещество 50 при помощи криостата. (На фиг.1…17 криостат и система захолаживания не показана).

РАБОТА ГАЗОГЕНЕРАТОРА

При работе газогенератора, например, в составе ЖРД, установленного на ракете-носителе, дополнительный компонент через патрубок 8 поступает в полость 13 головки 2, откуда через форсунки дополнительного компонента 12 распыленным подается в зону горения 5 камеры 3. Избыточный компонент через патрубок 20 поступает по пазам 15 в полость 14, откуда по форсункам избыточного компонента 11 в распыленном виде подается в зону горения 5 камеры 3 и частично по зазору 18 поступает на охлаждение внутренней оболочки 17. Большая часть избыточного компонента поступает в полость 54 (фиг.8) распределителя избыточного компонента 4, откуда по смесительным элементам 55 и 56 через отверстия 59 поступает в поток горячего газа, идущий со стороны головки 2. Часть избыточного компонента из полости 54 поступает в поток по каналам 61 в радиальных перфорированных пластинах 60. Этим обеспечивается равномерная раздача избыточного компонента по всему сечению камеры 3 и равномерное его перемешивание с потоком горячего газа на коротком по длине участке. Коническое днище 62 распределителя избыточного компонента 4 обеспечивает плавный поворот потока избыточного компонента в полости 54 от осевого направления в радиальное, (в смесительные элементы 55 и 56) Часть избыточного компонента, поступающая через отверстия 63 и 64 в зону за днищем 62, сдувает зону завихрения за днищем 62. Радиальные перфорированные пластины 60 делят полость камеры 3, точнее ее зону горения 5 в районе головки 2 на ряд полостей, что препятствует распространению вибрационного горения из одной из этих полостей друг в друга и далее в камеру сгорания.

Воспламенение компонентов топлива происходит в точке «Ф», на которую сфокусирована фокусирующая линза 27. (фиг.1) При этом точка «Ф» должна обязательно находиться в зоне горения 5, т.е. соотношение компонентов топлива оптимально и для воспламенения и для горения. Кроме того, точка «Ф» должна находиться вне пристеночного слоя. Это обусловлено тем, что соотношение компонентов в пристеночном слое не оптимально и возможен прожиг внутренней оболочки 17 камеры 3. В то же время, выходные отверстия металлических трубок 25 должны находиться на периферии огневого днища 10, максимально близко к внутренней оболочке 17, и выходить только в пристеночный слой (фиг.16), для исключения воздействия на оптику свечи лазерного зажигания 21 высоких температур, порядка 3500…4000°С, которые возникают в зоне горения 5 газогенератора 1.

Конструкция известного газогенератора 1 (примененного на двигателе НК 33 (Российской разработки)) позволит обеспечить перемешивания на коротком участке, уменьшить длину газогенератора 1 и уменьшить его вес, а применение лазерного зажигания сделает его многоразовым.

Предложенное техническое решение может использоваться и для газогенераторов другой конструкции, но в любом случае должны быть применены мероприятия по исключению воздействия на оптику и электронику высоких температур и по предотвращению отложения твердых частиц продуктов сгорания на фокусирующей линзе.

Как упоминалось ранее, особое внимание при проектировании устройства для лазерного воспламенения топлива уделено его защите:

- от высоких температур внутри газогенератора особой компоновкой свеч лазерного зажигания и применение их охлаждения с использованием хладоресурса одного их компонентов топлива и аккумулятора тепла,

- от отложения твердых частиц неполного сгорания на фокусирующей линзе, ее удалением из зоны горения

- от огромных вибронагрузок, действующих на газогенератор применением демпфирующего устройства,

Охлаждение ответственных деталей свечи (свеч) лазерного зажигания 21 осуществляется следующим образом.

Избыточный компонент топлива проходит в полости 14 и в зазоре 18, охлаждая внутреннюю оболочку 17 камеры 3, огневое днище 10, металлическую втулку 25 с установленной в ней вакуумной трубкой 26 и фокусирующую линзу 27.

Применение уплотнения 42 позволит выдержать давление 250…400 атм в камере 2. Применение аккумулятора тепла 46 позволит в течение 100…200 с отводить тепло от микрочип-лазера 24, а средство демпфирования 43 предотвратит разрушение микрочип-лазера 24 и вакуумной трубки 26 из-за вибраций.

Применение изобретения позволит:

- неоднократно запускать ЖРД и в полете и при стендовых испытаниях без очистки фокусирующей линзы лазерной свечи зажигания, при этом уменьшение загрязнения линзы достигнуто углублением ее внутрь металлической трубки на определенное расстояние.

- повысить надежность устройства воспламенения топлива и запуска ЖРД за счет расположения лазерной свечи в зоне минимальных температур, улучшения охлаждения его оптической части, применением наклонного расположения лазерной свечи относительно оси камеры сгорания (огневой плиты), применения амортизирующего устройства выполненного из теплопроводного материала и установленного концентрично с ним аккумулятора тепла, который отбирает тепло от вакуумной трубки и микрочипа лазера.

Источники информации

1. «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей». Под. ред. Г.Г. Гахуна, М., Машиностроение, 1989, стр.77, рис.4.7.

1. Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя, содержащего камеру с зонами сжигания и смешения компонентов топлива, содержащее блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на огневом днище камеры, отличающееся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что угол установки лазерной свечи к огневому днищу составляет от 60 до 80 градусов.

3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что фокусировка лазера выполнена в зоне сжигания компонентов топлива.

4. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что внутри каждого стакана установлено средство демпфирования.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность.

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что в качестве средства демпфирования применена металлорезина.

7. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что внутри каждого стакана установлен аккумулятор тепла.

8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что аккумулятор тепла выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установлен концентрично оси стакана.

9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что в качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия.

10. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности огневого днища газогенератора.

11. Устройство по п.10, отличающееся тем, что фокусирующая линза углублена таким образом, что находится внутри стакана, например около днища стакана.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для воспламенителя многошашечного заряда всестороннего горения.

При получении многослойной ленты для тепловыделяющего элемента перемешивают порошки исходных компонентов экзотермической смеси и активируют указанную смесь в механоактиваторе в течение 4,5-10 минут при центробежном ускорении движения шаров от 30 до 90 g и соотношении массы смеси к массе шаров 1:20-40.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с зарядом, имеющим глухой канал. .

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .

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.

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.

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

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют. Зажжение воспламенительного состава осуществляют по частям, в несколько приемов, используя продукты сгорания уже горящей части воспламенительного состава для перемещения и распределения незажженного воспламенительного состава по свободному объему. У поверхности заряда продукты сгорания воспламенительного состава ускоряют и создают область с турбулентным режимом течения. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю, содержащему камеру сгорания, заряд с небронированным сопловым торцом и воспламенитель, размещенный в полости, образованной небронированным сопловым торцом заряда и углублением в сопловом дне напротив электрозапала. Воспламенитель выполнен в виде нескольких пакетов из сгораемого материала с помещенным внутрь воспламенительным составом, размещенных один над другим, и зафиксирован в полости рассекателем. Рассекатель выполнен из эластичного материала и установлен между небронированным сопловым торцом заряда и сопловым дном напротив электрозапала. Полость выполнена сообщающейся с предсопловым объемом кольцевым газоводом, выполненным по внешнему диаметру соплового днища. Группа изобретений позволяет повысить надежность воспламенения зарядов торцевого горения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования применена металлорезина. Внутри стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде цилиндра с центральным отверстием и установлен концентрично оси стакана. Линза может быть установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки форсуночной плиты камеры сгорания. Величина углубления может составлять от 0,1 до 1,0 от диаметра фокусирующей линзы. Изобретение обеспечивает повышение надежности многократного воспламенения топлива. 9 з.п. ф-лы, 11ил.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки выполняют закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки. Подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела. Корпус воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием и плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения. Внутренняя часть цилиндрической оболочки выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом. Внутренняя часть цилиндрической оболочки имеет в составе внутренней резьбы кольцевые слои формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию корпуса воспламенителя и повысить его технологичность. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха. Активатор газогенераторной смеси может содержать два электрода, соединенных высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения, который соединен с электрогенератором. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает повышение удельной тяги и многоразовое включение. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многоразовый запуск камеры сгорания. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива. Камера ЖРД или газогенератора содержит силовой корпус, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными на огневом днище, камеру сгорания с соплом, при этом корпус камеры имеет внешнюю силовую оболочку и внутреннюю огневую стенку, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения, и лазерное устройство для воспламенения компонентов топлива, при этом лазерное устройство включает штуцер, герметично установленный в отверстии, выполненном в стенке силового корпуса на ее боковой поверхности, и свечу лазера, при этом место крепления штуцера к корпусу выбрано таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов и вблизи внутренней огневой стенки, в которой установлен штуцер, при этом зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии от огневого днища смесительной головки и от внутренней огневой стенки, которое определяется экспериментально на модельных установках. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многократность воспламенения топливной смеси в камере двигателя или газогенераторе. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю. Ускоритель с соплом и акустический резонатор размещены в форкамере соосно и напротив друг друга с поперечным зазором. Воспламенитель также содержит камеру дожигания с головкой на входе и соплом на выходе, установленную на одной оси последовательно за ускорителем и форкамерой и соединенную с ними гидравлически. Выходное отверстие форкамеры выполнено в виде центрального сквозного отверстия в головке и сообщается с проточным трактом через сопло камеры дожигания. Головка снабжена кольцевым коллектором с форсунками, обращенными в сторону сопла камеры. Магистраль горючего после регулирующего клапана на входе сообщается с ускорителем и дополнительно с кольцевым коллектором головки через пневматические регулирующие клапаны. Полость форкамеры соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к ускорителю. Полость проточного тракта соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к кольцевому коллектору головки камеры дожигания. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения топливной смеси, исключить возможность прогара воспламенителя за счет перегрева конструкции, сократить время задержки воспламенения топливной смеси, расширить номенклатуру воспламеняемых газообразных компонентов и повысить надежность работы воспламенителя. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки. Изобретение обеспечивает снижение массы, а также упрощение конструкции узла крепления и качания двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами. Изобретение обеспечивает повышение надежности воспламенения за счет использования газифицированных в охлаждающем тракте камеры двигателя компонентов топлива для поджига компонентов топлива в запальном устройстве камеры. 1 ил.
Наверх