Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя



Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2533262:

Общество с ограниченной ответственностью "Спектралазер" (RU)

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.

 

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.

Известна система зажигания камеры сгорания ЖРД по патенту РФ на изобретение №2468240, МПК F02K 9/25, опубл. 27.11.2012 г., прототип.

Камера жидкостного ракетного двигателя с лазерным устройством воспламенения компонентов содержит камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее 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 камеры сгорания 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 зажигания в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, 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, тем, что согласно изобретению 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. Угол установки лазерной свечи к форсуночной плите может составлять от 30 до 60 градусов. Внутри стакана может быть установлено средство демпфирования. Средство демпфирования может быть выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования может быть применена металлорезина. Внутри каждого стакана может быть установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла может быть выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установленного концентрично оси стакана. В качестве теплоаккумулирующего материала может быть применен тригидрат ацетата натрия. Фокусирующая 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.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…11, где

- на фиг.1 приведен чертеж ЖРД,

- на фиг.2 вид A,

- на фиг.3 приведено температурное поле в камере сгорания,

- на фиг.4 схема установки вакуумной трубки с линзой внутри металлической втулки,

- на фиг.5 приведена схема стыковки стакана для конкретного двигателя НК 33,

- на фиг.6 приведен внешний вид демпфирующего устройства,

- на фиг.7 приведен чертеж демпфирующего устройства,

- на фиг.8 приведен внешний вид аккумулятора тепла,

- на фиг.9 приведен чертеж аккумулятора тепла,

- на фиг.10 приведен чертеж рамы с подвеской платформы,

- на фиг.11 приведен чертеж платформы с блоками накачки.

Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…11) содержит камеру 1, турбонасосный агрегат и газогенератор, которые на фиг.1…11 не показаны.

В свою очередь, камера 1 содержит камеру сгорания 2, имеющую цилиндрическую часть 3 и сопло 4. Кроме того, камера 1 содержит головку 5, соединенную с цилиндрической частью 3 сварочным швом 6.

Камера сгорания 2 выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки; внутреннюю стенку 7 и наружную стенку 8 с зазором 9 между ними для прохождения охлаждающего горючего.

В верхней части камеры сгорания 2 выполнена форсуночная плита 10 (фиг.1). Форсуночная плита 10 содержит наружную стенку 11 и внутреннюю стенку 12 с зазором (полостью) между ними 13. Внутри головки 6 камеры сгорания 2 установлены форсунки окислителя 14 и форсунки горючего 15. Форсунки окислителя 14 сообщают полость 16 с внутренней полостью 17 камеры сгорания 2. Форсунки горючего 15 сообщают полость 13 с внутренней полостью 17.

На головке 6 установлена под углом α к оси камеры сгорания 2, по меньшей мере, одна свеча лазерного зажигания 18. Угол установки лазерной свечи зажигания 18 острый, т.е. меньше 90°.

В дальнейшем приведен конкретный пример устройства для конкретного двигателя НК-33 с тремя свечами лазерного зажигания 18.

Стакан 19 содержит боковую стенку 20, днище 21 и полость 22. Полость 22 стакана 19 при помощи металлической втулки 23 сообщается с внутренней полостью 17 камеры сгорания 2. Металлическая втулка 23 может быть установлена вдоль оси стакана 19 или смещена относительно нее для обеспечения компоновки всех деталей свечи лазерного зажигания 18 (фиг.5).

Кроме того, стакан 19 может быть установлен таким образом, чтобы его днище 21 прилегало к головке 5 или было совмещено с ней (такой вариант на фиг.1…11 не показан). В обеих случаях вибрационные нагрузки на детали установленные внутри стакана 19, уменьшаются..

Как ранее упоминалось, стакан 19 и металлическая втулка 23, фактически образующие корпус свечи лазерного зажигания 18, установлены под острым углом к оси камеры сгорания 2 (или к внутренней плите 12). Наиболее оптимальный диапазон угла установки α=30…60°. При углах установки менее 30(участок металлической втулки 23, находящийся в полости 16, в которой проходит окислитель, будет достаточно длинным и это приведет к ее охлаждению если в качестве окислителя используется жидкой кислород, или наоборот к перегреву, если используется «кислый газ», имеющий температуру около 500°C. При углах установки более 60° выходная кромка металлической трубки 23 будет иметь срез с углом менее 30°, что будет способствовать ее оплавлению при работе ЖРД. Свечи лазерного зажигания 18 должны быть установлены максимально близко к периферии форсуночной плиты 10 для исключения воздействия высоких температур (фиг.3), т.е. находится 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. 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. Иногда в дополнение к этому на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки (пояс завесы).

В стакане 19 в его полости 22 установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер 24, к которому, с одной стороны присоединена вакуумная трубка 25 с фокусирующей линзой 26 на конце. Микрочип-лазер 24 соединен оптическим волокном 27 соединен с блоком накачки 28.

Лазеры на микрочипах представляют собой свободно согласованные твердотельные лазеры, где лазерный кристалл (или стекло) непосредственно контактирует с торцами зеркал лазерного резонатора. Как правило, накачка осуществляется лазерным диодом либо непосредственно через оптическое волокно.

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.

На ЖРД установлен бортовой компьютер 29, к которому электрической связью 30 присоединен источник электроэнергии 31.

Для предотвращения загрязнения фокусирующей линзы 26 и улучшения ее охлаждения линза 26 углублена относительно внутренней плиты 12 на величину:

L=(0,1…1,0)Do,

где Do - диаметр фокусирующей линзы 26, соответствующий внутреннему диаметру металлической втулки 23, которая на действующих ЖРД, например, двигателе НК 33 использовалась для подачи воспламеняющей струи от пиропатрона.

Учитывая, что для современных ЖРД Do=5…8 мм, то меньшее, чем 0,1 относительное углубление будет находиться в пределах допуска на изготовление деталей устройства зажигания, что недопустимо, потому что возможно выступание фокусирующей линзы 26 внутрь полости 17 камеры сгорания 2 и ее обгорание или покрытие продуктами неполного сгорания, особенно для углеводородных топлив. Большее чем 1,0 соотношение, во-первых, выведет фокусирующую линзу 26 из зоны охлаждения горючим, проходящим с большой скоростью в зазоре 13, а во-вторых, затруднит фокусировку лазерного луча в точку «Ф», значительно удаленную от фокусирующей линзы 26.

Для герметизации устройства внутри стакана 19 установлено уплотнение 32, которое позволит выдержать давление 150…250 атм в камере сгорания 2. Кроме того, внутри стакана 19 должны быть установлены сначала демпфирующее устройство 33, а потом аккумулятор тепла 34. Демпфирующее устройство 33 должно быть обязательно выполнено из теплопроводного материала для отвода тепла, поступающего в детали лазерной свечи (свеч), установленной в стакане 19, чтобы не повредить их оптику и электронные компоненты.

В качестве демпфирующего устройства 33, с учетом ранее сказанного, целесообразно применить цилиндрическую деталь, выполненную из металлорезины (фиг.6 и 7). 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.

Для значительного повышения теплопроводности демпфирующего устройства 33 кроме стальной проволоки в нем может быть использовано 20…50% медной проволоки. Демпфирующее устройство 33 содержит внутреннюю полость 35 и отверстие 36 (фиг.7).

Применение аккумулятора тепла 34 (фиг.4) позволит в течение 100…200 сек (время работы ЖРД) отводить тепло от микрочип-лазера 24 и от вакуумной трубки 25, так как теплоаккумулирующее вещество в момент запуска ЖРД имеет температуру окружающей среды и сохраняет ее достаточно долго.

В качестве аккумулятора тепла 34 может быть использован контейнер 37 цилиндрической формы (фиг.8 и 9), выполненный из теплопроводного материала, например меди. Контейнер 37 имеет центральное отверстие 38 и внутреннюю полость 39, которая полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим веществом 40. Частичное заполнение внутренней полости 39 теплоаккумулирующим веществом 40 может быть применено, когда используется фазовый переход теплоаккумулирующего вещества 40, например, из жидкой фазы в газообразную, чтобы ограничить давление во внутренней полости 39.

При этом в качестве теплоакумулирующего вещества 40 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 ограничен, а эффективность аккумулятора тепла 34 зависит и от его массы. Поэтому целесообразно применять жидкости или твердые вещества.

Теплоаккумулирующее вещество - 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.

Для заправки теплоаккумулирующего вещества 40 в контейнере 37 предусмотрено заправочное отверстие 41, заглушенное пробкой 42.

Камера 1 может быть установлена на силовой раме 43 (фиг.10) В этом случае на силовой раме 43 можно при помощи пружинной подвески 44 установить платформу 45, на которой закрепить один блок накачки 28, общий для всех свечей лазерного зажигания 18 (фиг.10), или несколько блоков накачки 28 (фиг.11), число которых соответствует числу свечей лазерного зажигания 18.

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.

Горючее и газогенераторный газ поступает в камеру сгорания 2, точнее в ее внутреннюю полость 17. Практически одновременно бортовой компьютер 29 подает сигнал на блок (блоки) накачки 28, который передает энергию к микрочип-лазера 24 и далее усиленный оптический сигнал по вакуумной трубке 25 передается к фокусирующей линзе 26, которая фокусирует высокую мощность лазерного излучения в точке «Ф». Во внутренней полости 17 камеры сгорания 2 происходит воспламенение компонентов ракетного топлива.

Горючее перед этим проходит в зазорах 9 и 13, охлаждая внутреннюю стенку 8 камеры сгорания 2, металлическую втулку 23 с установленной в ней вакуумной трубкой 25.

Применение уплотнения 32 позволит выдержать давление 150…250 атм в камере сгорания 2. Применение аккумулятора тепла 34 позволит в течение 100…200 с (время работы ЖРД) отводить тепло от микрочип-лазера 24, а демпфирующее устройство 33 предотвратит разрушение микрочип- лазера 24 и вакуумной трубки 25 из-за вибраций.

Применение изобретения позволит:

- неоднократно запускать ЖРД и в полете в составе ракеты-носителя, и при стендовых испытаниях без очистки линзы лазерной свечи зажигания, при этом уменьшение загрязнения линзы и даже полное предотвращение загрязнения достигнуто углублением ее внутрь металлической трубки на определенное, оптимальное расстояние.

- повысить надежность устройства лазерного зажигания камеры сгорания ЖРД и двигателя в целом за счет

а) улучшения охлаждения оптической части свечи (свечей) лазерного зажигания,

б) применения наклонного расположения свечей лазерного зажигания относительно оси камеры сгорания (форсуночной плиты),

в) применения высокоэффективного демпфирующего устройства, способного работать при высоких температурах и выполненного из теплопроводного материала, способного аккумулировать значительное количество тепловой энергии,

г) применения установленного концентрично с демпфирующим устройством аккумулятора тепла, который отбирает тепло от вакуумной трубки и микрочип- лазера через теплопроводное демпфирующее устройство, и охлаждает их в течение работы ЖРД..

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 камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащее 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, 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 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.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что угол установки лазерной свечи к форсуночной плите составляет от 30 до 60°.

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

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что в качестве средства демпфирования применена металлорезина.

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

7. Устройство по п.6, 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.

8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что в качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия.

9. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки форсуночной плиты камеры сгорания.

10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что величина углубления составляет от 0,1 до 1,0 от диаметра фокусирующей линзы.



 

Похожие патенты:

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, например для ЖРД с многократным включением в полете. В способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника согласно изобретению фокусирование лазерного луча осуществляют одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью компонентов топлива полости по крайней мере одной форсунки многофорсуночной смесительной головки с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки. Способ реализуется в устройстве лазерного воспламенения, содержащем лазер с узлом накачки, оптический световод, фокусирующую линзу, установленную в корпусе, согласно изобретению внутренняя полость корпуса с фокусирующей линзой соединена с полостью смесительной головки. Изобретение обеспечивает воспламенение компонентов топлива лазерной системой сначала в полости одной или нескольких форсунок смесительной головки, а далее во всем объеме камеры сгорания, что повышает надежность воспламенения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх