Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным воспламенением топлива и устройство для его осуществления

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике, а именно к способу запуска камеры ЖРД или газогенератора многократного запуска с лазерным воспламенением топлива, использующего как жидкие, так и газообразные ракетные топлива, и устройству для его осуществления. Способ включает этапы, на которых одновременно или с задержкой от подачи окислителя осуществляют предварительный подвод горючего в камеру сгорания в область фокусировки лазерного излучения посредством системы предварительной подачи горючего, где горючее поступает в канал системы предварительной подачи непосредственно из рубашки охлаждения, воспламеняют смесь окислителя и предварительно поданного горючего, осуществляют по каналу подвода подачу горючего, после воспламенения которого от факела горения упомянутой смеси прекращают предварительный подвод горючего. Устройство содержит камеру сгорания с соплом, рубашку охлаждения, форсуночную головку, каналы подвода в камеру сгорания окислителя и горючего с запорными элементами, по меньшей мере одно лазерное устройство воспламенения, состоящее из источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, и систему предварительной подачи горючего в камеру сгорания, состоящую из по меньшей мере одного канала системы предварительной подачи горючего с запорным элементом. Использование изобретений позволяет обеспечить минимальное возрастание давления в камере сгорания в момент лазерного воспламенения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для камер ЖРД и газогенераторов многократного запуска, использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива. Группа изобретений может быть использована также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.

Известен способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и устройство для его осуществления, раскрытые в источнике информации RU 2468240 С1, 27.11.2012, выбранном в качестве прототипа. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива основан на подаче окислителя и подаче порции горючего посредством канала подвода горючего через форсуночную головку в камеру сгорания, воспламенении топливной смеси путем подачи лазерного излучения и его фокусировки в зоне смешения компонентов топлива - горючего и окислителя.

Устройство содержит камеру сгорания с соплом, форсуночную головку с каналом подвода окислителя и каналом подвода горючего, запорные элементы на каналах подвода, наличие которых очевидно для специалиста в данной области техники, и по меньшей мере одно лазерное устройство воспламенения, состоящее из источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, который устанавливается либо непосредственно на форсуночную головку, либо на боковую поверхность камеры сгорания. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения либо в объем камеры сгорания ЖРД или газогенератора, либо на ее внутренний элемент, в том числе на специально установленную в камере мишень.

Недостатком такой камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора и способа ее запуска является то, что в момент воспламенения может наблюдаться кратковременное увеличение давления в камере с пиковым значением, превышающим рабочее давление в камере при расходе и соотношении топливных компонентов, характерных для ее запуска, до 10 раз (Ребров С.Г., Голубев В.А. Пиковые давления в камерах сгорания при лазерном воспламенении // Известия РАН. Энергетика. М., 2015. №2. С. 131-137). Ударная нагрузка, возникающая при таком увеличении давления, может вызвать повреждение или разрушение узлов камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения, а также ее оснастки.

Задачей, на решение которой направлена группа изобретений, является обеспечение надежного многократного воспламенения топлива в камере ЖРД или газогенератора с обеспечением минимизации возрастания давления в камере в момент лазерного воспламенения.

Технический результат предлагаемой группы изобретений заключается в обеспечении минимального и плавного возрастания давления в камере сгорания в момент лазерного воспламенения.

Указанный результат достигается тем, что в способе запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным воспламенением топлива, включающем подачу в камеру сгорания через форсуночную головку по каналам подвода окислителя и горючего, и их воспламенение путем подачи лазерного излучения, сфокусированного в зоне смешения, причем одновременно или с задержкой от подачи окислителя осуществляют предварительный подвод горючего в камеру сгорания в область фокусировки лазерного излучения посредством системы предварительной подачи горючего, при этом горючее поступает в канал системы предварительной подачи непосредственно из рубашки охлаждения, воспламеняют смесь окислителя и предварительно поданного горючего, осуществляют по каналу подвода подачу горючего, после воспламенения которого от факела горения упомянутой смеси прекращают предварительный подвод горючего.

Также указанный технический результат достигается в камере жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным воспламенением топлива, содержащей камеру сгорания с соплом, форсуночную головку, каналы подвода окислителя и горючего в камеру сгорания через форсуночную головку, снабженные запорными элементами, по меньшей мере одно лазерное устройство воспламенения, состоящее из источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, причем область фокусировки лазерного излучения расположена в зоне смешения горючего и окислителя, рубашку охлаждения и систему предварительной подачи горючего в область фокусировки лазерного излучения, состоящую из по меньшей мере одного канала системы предварительной подачи горючего с запорным элементом и выполненную с возможностью осуществления поступления горючего в канал системы предварительной подачи из рубашки охлаждения непосредственно.

Подача предварительной порции горючего в камеру сгорания посредством системы предварительной подачи горючего, поступающего из рубашки охлаждения непосредственно, воспламенение предварительной порции и последующая подача основной порции горючего по каналу подвода через рубашку охлаждения и форсуночную головку в камеру сгорания с последующим его воспламенением от факела продуктов сгорания предварительной порции обеспечивает плавность воспламенения топливной смеси в камере ЖРД или газогенератора без пикового увеличения давления.

Предлагается для каждого лазерного устройства воспламенения устанавливать отдельный канал системы предварительной подачи горючего в зону фокусировки излучения данного устройства воспламенения, что обеспечивает более равномерное воспламенение предварительной порции горючего за счет нескольких очагов зажигания.

Воспламенение порции горючего, подающегося через систему предварительной подачи горючего, осуществляется путем подачи лазерной энергии и ее фокусировки непосредственно в камеру ЖРД или газогенератора в виде отдельного импульса или серии импульсов с интенсивностью, достаточной для возникновения оптического пробоя в зоне фокусировки. При этом зона фокусировки располагается в области поступления горючего из системы предварительной подачи горючего в камеру при соотношении компонентов топлива в данной области в концентрационных пределах, достаточных для воспламенения, а количество импульсов и их частота следования выбирается из условия обеспечения воспламенения горючего из системы предварительной подачи горючего в камеру сразу после его попадания в камеру сгорания.

Для специалиста в данной области техники будет очевидно расположение на каналах подвода компонентов топлива в камеру сгорания запорных элементов, обеспечивающих описанную работу предлагаемой камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора.

Использование предлагаемого технического решения позволяет решить поставленную задачу с получением заявленного технического результата, а именно обеспечить плавное воспламенение топлива без пикового увеличения давления в камере в момент зажигания, которое может вызвать повреждение или разрушение узлов камеры ЖРД или газогенератора с лазерным устройством воспламенения, а также ее оснастки. При этом обеспечивается надежное многократное воспламенение топлива в камере ЖРД или газогенератора.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется на фиг.

На фиг. представлена камера ЖРД или газогенератора с лазерным воспламенением компонентов топлива и системой предварительной подачи по настоящему изобретению.

Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, рубашку охлаждения 3, форсуночную головку 4, содержащую форсунки окислителя 5 и форсунки горючего 6, либо двухкомпонентные форсунки окислителя и горючего (на фиг. не представлены). Подача топливных компонентов в форсуночную головку осуществляется через канал подвода окислителя 7 и канал подвода горючего 8, при этом горючее до поступления в форсуночную головку проходит через рубашку охлаждения 3. Регулирование подачи компонентов осуществляется с помощью запорных элементов, таких как клапан подачи окислителя 9 и клапан подачи горючего 10.

Малогабаритный лазер 11, массогабаритные характеристики которого сравнимы со свечой электроискрового зажигания, являющийся источником лазерного излучения для воспламенения топлива, герметично крепится к боковой поверхности камеры сгорания 1, либо к форсуночной головке 4 (на фиг. не показано) через герметично установленный на боковую поверхность камеры сгорания или форсуночную головку узел ввода и фокусировки 12. Прошедшее через узел ввода и фокусировки 12 лазерное излучение 13 фокусируется в выбранной области с образованием оптического пробоя 14. Для снижения требований к энергетическим параметрам излучения малогабаритного источника лазерного излучения 11, необходимых для образования оптического пробоя 14, в области фокусировки может быть расположена мишень, выполненная из материала, снижающего порог плотности мощности сфокусированного лазерного излучения для образования оптического пробоя, такого как металл.

Предварительная подача горючего в камеру сгорания 1 обеспечивается через канал 15 системы предварительной подачи горючего в камеру и через форсунку 16, расположенную на боковой поверхности камеры сгорания 1, либо на форсуночной головке 4 (на фиг. не показано). Регулирование предварительной подачи горючего через систему предварительной подачи происходит с помощью запорного элемента - клапана 17. Поступление горючего в канал 15 системы предварительной подачи осуществляется непосредственно из рубашки охлаждения 3.

Рассмотрим работу предлагаемого устройства. При открытии клапана подачи окислителя 9 в камеру сгорания 1 через форсуночную головку 4 и форсунки окислителя 6, либо через двухкомпонентные форсунки окислителя и горючего, подается окислитель. Открытие клапана 17 происходит одновременно или с задержкой относительно открытия клапана подачи окислителя 9 в форсуночную головку и одновременно или с опережением открытия клапана подачи горючего 10. При таком поступлении горючего из рубашки охлаждения 3 в камеру сгорания 1 через канал 15 системы предварительной подачи и форсунку 16 происходит раньше, чем поступление горючего в камеру сгорания 1 через рубашку охлаждения 3 и форсуночную головку 4. Одновременно с поступлением горючего через систему предварительной подачи происходит включение источника лазерного излучения 11, излучение 13 которого с помощью узла ввода и фокусировки 12 фокусируется с образованием пробоя 14 и с возникновением плазмы оптической искры в области смешения горючего из системы предварительного подвода с окислителем. Количество лазерных импульсов и их частота следования выбираются из условия обеспечения образования смеси горючего из системы предварительной подачи горючего в камеру и окислителя в области фокусировки лазерного излучения в концентрационных пределах соотношения компонентов топлива, достаточных для воспламенения, в момент прохождения лазерного импульса и образования оптического пробоя, в результате чего развивается очаг воспламенения в зоне подачи предварительной порции горючего. Воспламенение горючего, поданного через форсуночную головку происходит от факела продуктов сгорания предварительно поданного горючего. После чего происходит закрытие клапана 17 системы предварительной подачи горючего и камера сгорания 1 переходит на штатный режим работы.

Следует отметить, что порог пробоя 14 зависит от различных параметров: состава смеси, давления, длины волны излучения и ряда других факторов. При этом величина лазерной энергии должна быть достаточной для устойчивого развития горения, что зависит как от выделяющейся при реакции горения энергии, так и от присутствующих механизмов потерь энергии из высокотемпературной зоны. В частности, для организации оптического пробоя 14 в объеме топливной среды без использования мишени при длительности импульса 10-8 с, характерной для твердотельных импульсных лазеров с модуляцией добротности с активной средой из Nd:YAG (гранат с неодимом), требуется выходная энергия лазерных импульсов порядка 20-100 мДж. Для снижения требуемой интенсивности излучения лазера, его излучение можно сфокусировать на поверхность специальной мишени, установленной в камере жидкостного ракетного двигателя или газогенератора. В результате снизится порог оптического пробоя, и смесь будет взаимодействовать с плазменным факелом, инициированным сфокусированным на поверхность лазерным лучом. Для образования плазмы этим способом, требование к пороговому значению плотности мощности сфокусированного лазерного излучения более чем на порядок меньше, чем для организации оптического пробоя в объеме среды. Так, для воспламенения горючих смесей в области оптимальных концентраций достаточно, чтобы выходная энергия лазерных импульсов составляла ~1 мДж при длительности импульса ~10-8 с.

Разработанные способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным воспламенением топлива и устройство для его осуществления были успешно испытаны в процессе исследований по лазерному зажиганию основной камеры Д194-000 двигателей 14Д21/14Д22 первой и второй ступеней РН «Союз» на стендовой базе ОАО «КУЗНЕЦОВ».

1. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным воспламенением топлива, включающий подачу в камеру сгорания через форсуночную головку по каналам подвода окислителя и горючего и их воспламенение путем подачи лазерного излучения, сфокусированного в зоне смешения, отличающийся тем, что одновременно или с задержкой от подачи окислителя осуществляют предварительный подвод горючего в камеру сгорания в область фокусировки лазерного излучения посредством системы предварительной подачи горючего, при этом горючее поступает в канал системы предварительной подачи непосредственно из рубашки охлаждения, воспламеняют смесь окислителя и предварительно поданного горючего, осуществляют по каналу подвода подачу горючего, после воспламенения которого от факела горения упомянутой смеси прекращают предварительный подвод горючего.

2. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным воспламенением топлива, содержащая камеру сгорания с соплом, форсуночную головку, каналы подвода окислителя и горючего в камеру сгорания через форсуночную головку, снабженные запорными элементами, и по меньшей мере одно лазерное устройство воспламенения, состоящее из источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, причем область фокусировки лазерного излучения расположена в зоне смешения горючего и окислителя, отличающаяся тем, что содержит рубашку охлаждения и систему предварительной подачи горючего в область фокусировки лазерного излучения, состоящую из по меньшей мере одного канала системы предварительной подачи горючего с запорным элементом и выполненную с возможностью осуществления поступления горючего в канал системы предварительной подачи из рубашки охлаждения непосредственно.



 

Похожие патенты:

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты состоит из корпуса с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, используемым для работы в составе кумулятивно-фугасного заряда. Двигатель кумулятивно-фугасного заряда содержит корпус, сопло, заряд, размещенный между решеткой и переходным дном, воспламенитель и мембрану в виде крышки.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам химического зажигания компонентов топлива ЖРД. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая силовой цилиндр, заполненный пусковым горючим, два мембранных узла с входным и выходным каналами, мембраны которых выполнены с кольцевой утоненной перемычкой и которые закреплены герметично со стороны входа и выхода силового цилиндра, кроме того, ампула имеет средства для разрыва мембран, для заправки силового цилиндра пусковым горючим и средства для фиксации подвижных элементов мембран после их разрыва, причем каждый из мембранных узлов включает в себя корпус, с одной стороны которого закреплена мембрана, а с другой стороны установлена заглушка, внутри корпуса установлен пиропривод, состоящий из цилиндрической направляющей и поршня со штоком, а с тыльной стороны мембраны прикреплен цилиндрический хвостовик, который соединен со штоком, кроме того, надпоршневая полость через отверстие в корпусе соединена с полостью штуцера, в которой установлен пиротехнический заряд, причем диаметр поршня больше диаметра срезываемой части мембраны, а соединение полости силового цилиндра с входным и выходным каналами осуществляется через кольцевой зазор, образующийся при разрыве мембраны и ее последующем перемещении.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда.

Изобретения относятся к области ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте содержит корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее и/или в заднее днище корпуса.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержит запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов.

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике, а именно к способу запуска камеры ЖРД или газогенератора многократного запуска с лазерным воспламенением топлива, использующего как жидкие, так и газообразные ракетные топлива, и устройству для его осуществления. Способ включает этапы, на которых одновременно или с задержкой от подачи окислителя осуществляют предварительный подвод горючего в камеру сгорания в область фокусировки лазерного излучения посредством системы предварительной подачи горючего, где горючее поступает в канал системы предварительной подачи непосредственно из рубашки охлаждения, воспламеняют смесь окислителя и предварительно поданного горючего, осуществляют по каналу подвода подачу горючего, после воспламенения которого от факела горения упомянутой смеси прекращают предварительный подвод горючего. Устройство содержит камеру сгорания с соплом, рубашку охлаждения, форсуночную головку, каналы подвода в камеру сгорания окислителя и горючего с запорными элементами, по меньшей мере одно лазерное устройство воспламенения, состоящее из источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, и систему предварительной подачи горючего в камеру сгорания, состоящую из по меньшей мере одного канала системы предварительной подачи горючего с запорным элементом. Использование изобретений позволяет обеспечить минимальное возрастание давления в камере сгорания в момент лазерного воспламенения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх