Импульсный детонационный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для создания импульсных ракетных двигателей систем ориентации космических аппаратов и старта с поверхности и посадки на планеты с малой гравитацией, например Луну. Импульсный детонационный ракетный двигатель, в котором система подачи и поджига выполнена в виде прозрачной диэлектрической трубки, заполненной инертным газом, на торцах которой установлены анод и катод, а рабочее тело выполнено в виде цилиндрического усеченного конуса из светопоглощающего материала, обращенного широким основанием в сторону к сверхзвуковому соплу. При этом диэлектрическая прозрачная трубка установлена по оси симметрии цилиндрического усеченного конуса. Изобретение позволяет облегчить инициирование разряда, увеличить скорость истечения рабочего тела и увеличить долю сжигаемого рабочего тела, что приводит к получению сверхзвуковых скоростей на выходе из сопла, а также к упрощению системы поджига и подачи рабочего тела. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для создания импульсных ракетных двигателей систем ориентации космических аппаратов и старта с поверхности и посадки на планеты с малой гравитацией, например Луну.

Известен импульсный электрический ракетный двигатель [1], состоящий из анода, катода и шашки рабочего тела, расположенной между ними.

Однако такой ракетный двигатель работает на применении твердого рабочего тела. К недостаткам можно отнести отсутствие продуманной системы зажигания импульса электрического разряда.

Известен также импульсный ракетный двигатель [2], состоящий из анода, катода и шашки из рабочего тела, выполненного из материала с высоким значением диэлектрической проницаемости.

Однако и такой двигатель предназначен для использования твердого рабочего тела и не способен использовать порошок из других материалов. Резко ограничен выбор материала для двигателя из-за требований к высокой диэлектрической проницаемости.

В качестве аналога выбран импульсный электрический ракетный двигатель, состоящий из анода и катода, подключенных к генератору высоковольтных импульсов [3].

Такой ракетный двигатель работает на жидком рабочем теле. Однако жидкое рабочее тело выполнено в виде пленки и использует режим электрического поверхностного разряда, приводящего к частичному испарению этой пленки. Давление, развиваемое между анодом и катодом, незначительно, что не позволяет получить и высоких скоростей истечения рабочего тела. Поверхностный разряд осуществляется преимущественно по сложившейся электроразрядной дорожке, что позволяет только частично использовать запас рабочего тела.

В качестве аналога выбран электроразрядный [4] ракетный двигатель, содержащий разгонный участок в виде полой трубки, катод и острийковый анод, разделенные диэлектриком и соединенные с высоковольтным источником напряжения, и снабженный системой подачи рабочего тела. Однако и этот двигатель способен лишь частично использовать рабочее тело.

В качестве прототипа выбран импульсный электроразрядный ракетный двигатель [5], содержащий участок в виде газодинамического резонатора с полой разгонной трубкой, заканчивающийся сверхзвуковым соплом, анодом и катодом, разделенными диэлектриком и соединенными с высоковольтным источником напряжения и высоковольтным конденсатором, снабженный системой подачи и поджига рабочего тела.

Однако в системе подачи рабочего тела присутствует дозатор подачи рабочего тела, система, инициирующая детонационный разряд, достаточно сложна из-за того, что разряд осуществляется в нестабильных условиях, поскольку использование газообразного рабочего тела не всегда позволяет равномерно разместить его в резонаторе.

Особенность предлагаемого импульсного ракетного двигателя состоит в том, что система подачи и поджига выполнена в виде прозрачной диэлектрической трубки, заполненной инертным газом, на торцах которой установлены анод и катод, а рабочее тело выполнено в виде цилиндрического усеченного конуса из светопоглощающего материала, обращенного широким основанием в сторону к сверхзвуковому соплу, а диэлектрическая прозрачная трубка установлена по оси симметрии цилиндрического усеченного конуса.

Целью предлагаемого реактивного двигателя является облегчение инициирования разряда, увеличение скорости истечения рабочего тела и увеличение доли сжигаемого рабочего тела.

На рис. 1 схематично изображен предлагаемый импульсный детонационный ракетный двигатель. Он содержит участок в виде газодинамического резонатора 1 с полой разгонной трубкой 2, заканчивающийся сверхзвуковым соплом 3, анодом 4 и катодом 5, разделенными диэлектриком и соединенными с высоковольтным источником напряжения 6 и высоковольтным конденсатором 7, снабженный системой подачи и поджига рабочего тела. Особенностью является то, что система подачи и поджига выполнена в виде прозрачной диэлектрической трубки 8, заполненной инертным газом 9, на торцах которой установлены анод 4 и катод 5, а рабочее тело 10 выполнено в виде цилиндрического усеченного конуса из светопоглощающего материала, обращенного широким основанием в сторону к сверхзвуковому соплу 3, а диэлектрическая трубка 8 установлена по оси симметрии цилиндрического усеченного конуса 10.

Работает предлагаемый импульсный детонационный двигатель следующим образом. При подключении анода 4 и катода 5 к импульсному источнику напряжения 6 и высоковольтному конденсатору 7 между анодом 4 и катодом 5 осуществляется электрический разряд с получением низкотемпературной плазмы с температурой до 30.000 К. Основная часть (до 70-80) энергии выделяется в виде световой энергии, которая проходит через диэлектрическую прозрачную трубку 8 и выделяется на светопоглощающем материале усеченного конуса 10. Высокий коэффициент преобразования электрического разряда в световую энергию достигается за счет заполнения диэлектрической прозрачной трубки 8 инертным газом. Использование других газов нецелесообразно по многим причинам (сильная эрозия катода и анода, пониженные температуры на поверхности светпоглощающего материала). Благодаря своей форме, выполненной в виде цилиндрического усеченного конуса, температура в узком сечении этого конуса существенно выше, чем в широком сечении, что создает мощный гидродинамический импульс в направлении сверхзвукового сопла 3. Импульс создается за счет поверхностного испарения светопоглощающегося материала. Электрический разряд осуществляется в замкнутой герметичной трубке 8, что позволяет добиваться воспроизводимого гидродинамического импульса в зависимости от энергии разряда.

Примеры выполнения реактивного двигателя №1. В качестве светопоглощающего материала выбран эбонит с высоким коэффициентом светового поглощения. Зазор между герметичной прозрачной трубкой выбран в 2 мм. При энергии разряда в 1000 Дж и длительности импульса в 10-3 секунды мощность разряда оценивается в 1 МВт. На выходе из сопла регистрируется мощный выхлоп из испарившегося материала.

Примеры выполнения реактивного двигателя №2. В качестве светопоглощающего материала выбран эбонит с высоким коэффициентом светового поглощения. Зазор между герметичной прозрачной трубкой выбран в 2 мм в области узкого сечения конуса из светопоглощающего материала и 4 мм в области широкого сечения конуса. При энергии разряда в 1000 Дж и длительности импульса в 10-3 секунды мощность разряда по-прежнему оценивается в 1 МВт. Благодаря ускоренному движению в сторону сопла на выходе из него регистрируется сверхзвуковое истечение из испарившегося материала, что подтверждается скачками уплотнения (полосами с увеличенной концентрацией продуктов световой эрозии) на бумаге, расположенной вблизи сопла.

Техническим результатом можно признать получение сверхзвуковых скоростей на выходе из сопла и упрощение системы поджига и подачи рабочего тела.

В предложенном импульсном детонационном двигателе нет проблем запуска разряда, нет проблем с подачей рабочего тела, поскольку рабочее тело твердое и нет необходимости его перемещать. При освоении Луны в качестве рабочего тела можно использовать спеченный лунный реголит. Плотность излучения от предложенного импульсного источника света позволяет при небольших зазорах испарять даже вольфрам, который не совсем пригоден в качестве рабочего тела, поскольку температура испарения этого металла весьма значительна

Источники информации

1. Патент RU №201113344. Импульсный электрический ракетный двигатель.

2. Патент RU №2211952. Импульсный электрический ракетный двигатель.

3. Патент RU №2011124587. Импульсный электрический ракетный двигатель.

4. Патент RU №200710731. Импульсный электрический ракетный двигатель.

5. Патент RU №2433293. Импульсный детонационный ракетный двигатель.

1. Импульсный детонационный ракетный двигатель, содержащий участок в виде газодинамического резонатора с полой разгонной трубкой, заканчивающийся сверхзвуковым соплом, анодом и катодом, разделенными диэлектриком и соединенные с высоковольтным источником напряжения и высоковольтным конденсатором, снабженный системой подачи и поджига рабочего тела, отличающийся тем, что система подачи и поджига выполнена в виде прозрачной диэлектрической трубки, заполненной инертным газом, на торцах которой установлены анод и катод, а рабочее тело выполнено в виде цилиндрического усеченного конуса из светопоглощающего материала, обращенного широким основанием в сторону к сверхзвуковому соплу, а диэлектрическая прозрачная трубка установлена по оси симметрии цилиндрического усеченного конуса.

2. Импульсный электроразрядный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что рабочее тело выполнено из эбонита.

3. Импульсный электроразрядный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что рабочее тело выполнено из спеченного порошка лунного реголита.



 

Похожие патенты:

Система (300, 400) и способы (500) испытания реактивного двигателя (100) малой тяги в вакуумной среде. Способы включают в себя: помещение реактивного двигателя малой тяги в вакуумную камеру, которая, по меньшей мере частично, заземлена; удаление из вакуумной камеры по меньшей мере одного газа для обеспечивания вакуумной среды; запуск реактивного двигателя малой тяги с целью создания пучка электронов; и/или электроизолирование электронов пучка от, по меньшей мере, одной электропроводящей поверхности вакуумной камеры.

Изобретение относится к транспорту, в частности к ионным двигателям. Система управления ионными двигателями содержит два устройства управления питанием, четыре ионных двигателя и два коммутационных узла.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей (ЭРД), в частности к стендам для их испытаний на рабочем теле иоде. Стенд для испытания электроракетного двигателя, работающего на рабочем теле иоде, состоящий из вакуумной камеры, системы вакуумирования, электроракетного двигателя, системы торможения струи плазмы иода, истекающей из двигателя, системы хранения и подачи иода, снабженной нагревателями и соединенной через клапаны с электроракетным двигателем, устройства для конденсации иода, снабженного системой подачи криоагента, дополнительно включает паропровод иода.

Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа содержит подводной канал с обратным клапаном, разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла, выходной диффузор.

Изобретение относится к технологии питания рабочим газом ионного реактивного двигателя малой тяги. Способ питания ионного реактивного двигателя малой тяги рабочим газом, поступающим из резервуара с избыточным давлением, осуществляется посредством устройства питания, содержащего клапан on/off и, последовательно по ходу от упомянутого клапана on/off, дроссель высокого давления, буферный резервуар и по меньшей мере один дроссель низкого давления.

Изобретение относится к способу создания электрореактивной тяги. Способ состоит в том, что после создания электрореактивной тяги в режиме горения топлива при импульсном давлении в усеченной сферической камере сгорания с образованием огненного ядра в камере сгорания и плазменного ядра в индукторе магнитного поля при воздействии СВЧ-полем в электронно-циклотронном резонансном режиме, а также создания прямого ускоряющего импульсного напряжения со стороны ускорителя катионов, расположенного перед соплом, дополнительно обеспечивают путем создания обратного ускоряющего импульсного напряжения со стороны изолированного электрода, установленного в камере сгорания, детонационный режим горения топлива в импульсно-пульсирующем режиме, при котором происходит формирование устойчивой детонационной волны в огненном ядре за счет импульсного потока ионизационно-термических волн катионов из плазменного ядра.

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) и может быть использовано в системах хранения и подачи рабочего тела ЭРДУ.

Изобретение относится к области двигателей на эффекте Холла, в частности к двигателю (1) на эффекте Холла с регулируемой тягой, в котором конечная ступень магнитного контура содержит взаимно противоположные внутренний полюс (18) и внешний полюс (15), причем внутренний полюс (18) смещен по оси вниз по потоку по отношению к внутреннему полюсу (15) таким образом, что магнитное поле (M) наклонено относительно поперечной плоскости двигателя (1).

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты (ГСО) и высотой перигея ниже ГСО.

Изобретение относится к области двигателей на эффекте Холла и, в частности, к двигателю (1), в кольцевом канале (2) которого нижний по потоку край имеет изменяемое поперечное сечение для обеспечения возможности изменения тяги и удельного импульса.

Способ создания реактивной тяги бесклапанного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя может быть применен в двигателях летательных аппаратов. Способ включает циклический выброс продуктов сгорания и всасывание атмосферного воздуха во впускном канале с осуществлением одновременной генерации двух кольцевых вихрей разнонаправленной закрутки, которую осуществляют в передней части камеры сгорания на цикле расширения потока продуктов сгорания, идущего в направлении входного канала.

Изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6.

Система для поддержания непрерывной детонационной волны содержит кольцевую камеру сгорания и систему получения нестационарной плазмы. Система получения нестационарной плазмы расположена по отношению к камере сгорания таким образом, чтобы поддерживать вращающуюся детонационную волну путем генерирования высоковольтных импульсов низкой энергии в кольцевой камере сгорания.

Пульсирующая детонационная установка для создания силы тяги содержит корпус, внутри которого установлен насадок с полузамкнутой детонационной камерой, систему подачи окислителя.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания тяги на летательных аппаратах. .

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано вероятнее всего в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.
Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно к силовым установкам, и может быть использовано для получения тяги и обеспечения движения транспортных средств различного назначения на воде и под водой.

Изобретение относится к классам ВРД, условно называемым "пульсирующими двигателями" (ПуВРД) и «пульсирующими детонационными двигателями» (ПДД). .

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.

Группа изобретений относится к управлению вектором тяги плазменных двигателей. Устройство содержит закреплённые на корпусе плазменного двигателя в зоне за срезом его выходного канала две или четыре прямоугольной формы рамочных магнитных катушки, расположенных открытыми частями рамок напротив друг друга. Катушки установлены симметрично относительно продольной оси двигателя, параллельно друг другу или под небольшим углом друг к другу. Данное исполнение устройства обеспечивает создание за срезом выходного канала двигателя существенно однородного поперечного магнитного поля, в т.ч. - в двух ортогональных направлениях. Техническим результатом является повышение эффективности управления вектором тяги плазменного двигателя. 3 н.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для создания импульсных ракетных двигателей систем ориентации космических аппаратов и старта с поверхности и посадки на планеты с малой гравитацией, например Луну. Импульсный детонационный ракетный двигатель, в котором система подачи и поджига выполнена в виде прозрачной диэлектрической трубки, заполненной инертным газом, на торцах которой установлены анод и катод, а рабочее тело выполнено в виде цилиндрического усеченного конуса из светопоглощающего материала, обращенного широким основанием в сторону к сверхзвуковому соплу. При этом диэлектрическая прозрачная трубка установлена по оси симметрии цилиндрического усеченного конуса. Изобретение позволяет облегчить инициирование разряда, увеличить скорость истечения рабочего тела и увеличить долю сжигаемого рабочего тела, что приводит к получению сверхзвуковых скоростей на выходе из сопла, а также к упрощению системы поджига и подачи рабочего тела. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх