Ракетный двигатель малой тяги на несамовоспламеняющихся жидком горючем и газообразном окислителе

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к ракетным двигателям малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем. Ракетный двигатель содержит агрегат зажигания и свечу, электропневмоклапаны окислителя «О» и горючего «Г», смесительную головку с воспламенительным устройством, камеру сгорания и сопло. При этом воспламенение компонентов топлива осуществляется в воспламенительном устройстве, состоящем из двух цилиндрических ступеней, в которые тангенциально подаются жидкое горючее (верхняя ступень) и газообразный окислитель (нижняя ступень), причем последняя своей периферийной областью соединена двумя продольными каналами с разрядной полостью свечи зажигания для подачи газожидкостной смеси в зону искрового разряда и организации воспламенения основного топливного заряда в камере сгорания двигателя посредством факела, поступающего из воспламенительного устройства. Эффективное смесеобразование организуется с помощью разнобокого окружного клинового элемента, по внутренней грани которого растекается тонкая пленка жидкого горючего, поступающего из струйных форсунок «Г» на плоскость клина, толщина которой на порядок меньше, чем диаметр капель на выходе из форсунок, а внешняя грань клинового элемента образует щелевую форсунку газообразного окислителя с параметрами, в частности, скоростью компонента, примерно в пять раз выше скорости жидкости. После взаимодействия газообразного окислителя и жидкого горючего на острой кромке клинового элемента, дробления пелены жидкого компонента на фрагменты 15…20 мкм вектор импульса газожидкостного потока направлен под углом 25°…35° к оси двигателя, что обеспечивает высокую полноту сгорания в камере сгорания. Изобретение обеспечивает повышение надежности воспламенения несамовоспламеняющегося газожидкостного топлива с высокими динамическими и энергетическими параметрами при обеспечении допустимого теплового состояния конструкции. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно -ракетным двигателям малой тяги (РДМТ), работающим в непрерывных и импульсных режимах на газообразном кислороде и жидком (углеводородном, спиртовом или синтетическом) горючем в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.

Такого типа двигатели особенно эффективны в составе двигательных установок, в которых маршевый ЖРД работает на экологически чистых несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Известен ракетный двигатель малой тяги (патент RU 2183761, С2, 20.06.2002) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, содержащий основную камеру и предкамеру, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру и магистраль подвода горючего в основную камеру сгорания, воспламенительное устройство и другие элементы.

Основными недостатками цитируемого технического устройства являются:

- низкая эффективность смешения и горения компонентов топлива в приосевой области камеры сгорания (отмечается самими авторами);

- недостаточная полнота преобразования топлива при взаимодействии закрученных горючего и окислителя, организованная в пристенной области, и, как следствие, заметная неравномерность массового соотношения компонентов топлива, по поперечному сечению камеры сгорания, и невысокая интегральная полнота сгорания топлива в камере;

- отсутствие элементов, реализующих потенциал пневмораспыливания жидкости и др.

Известно устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя (патент RU 2183763, С2, 20.06.2002) на несамовоспламеняющихся газожидкостных компонентах топлива, содержащее корпус, в котором центрально установлена электрическая свеча, реакционную полость, сужающуюся к выходу в камеру сгорания, полость подачи горючего и коллектор подвода окислителя и другие элементы.

Основными недостатками этого технического решения являются:

- невозможность организовать закрученное течение с зоной возвратного потока, предложенными техническими решениями в реакционной полости (подача «О» с помощью шнека, поворот потока, душирование жидким горючим), что затрудняет подачу смеси «О» и «Г» в воспламенительное устройство (в зону разряда свечи зажигания);

- ограничения в части импульсного режима работы (частичная реализация длительностей и пауз импульсов);

- отключение подачи горючего в полость горючего воспламенительного устройства (необходимость отдельного электропневмоклапана) и др.

Известно техническое решение - ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска (патент RU 2348828, С1, 10.03.2009), содержащее камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов и др. элементы.

Основными недостатками цитируемого технического решения являются:

- очевидно, поступление в камеру сгорания «крупных» фрагментов жидкого компонента, поскольку в результате полость закрутки будет работать как центробежная форсунка, что приведет к снижению энергетических параметров двигателя;

- отсутствие организации допустимого теплового режима конструкции;

- учитывая инерционность калильной свечи зажигания, РДМТ не обеспечивает импульсный режим работы.

Известно техническое решение - ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска (патент RU 2400644, С1, 27.09.2010), содержащий 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 для воспламенения топливной смеси, в качестве которого служит источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, герметично установленном 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.

Поскольку схема смесеобразования цитируемого решения и предыдущего аналога идентичны на них распространяются недостатки конструкции в части, касающейся полноты сгорания топлива в камере и обеспечения теплового состояния конструкции.

В части организации процесса воспламенения с помощью лазерного зажигания отметим, что двигатель не обладает высокой динамикой и не обеспечит импульсного режима работы, поскольку в случае фокусировки излучения на стенку, ее нагрев до необходимых для воспламенения температур будет длиться «значительный» период времени; в случае фокусировки излучения в объеме смеси, за счет массообмена нагреваемой области также потребуется длительный период времени для ее воспламенения. Увеличение же мощности излучения приведет к увеличению энергопотребления и габаритно-массовых параметров системы лазерного зажигания.

Наиболее близким к заявленному техническому решению является ракетный двигатель малой тяги (патент RU 2386846, С2, 20.04.2010), содержащий камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель, с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения.

Следует отметить, что в конструкции прототипа использован ряд эффективных решений; а именно: для организации воспламенения реализована подача в полость воспламенения газожидкостной смеси из камеры закручивания по периферийным каналам; в смесеобразовании используется пневмораспылжидкого горючего струями газообразного окислителя, организованный в камере закручивания; а в охлаждении двигателя - газовая завеса окислителя, расположенная в начальном сечении камеры сгорания РДМТ.

Основными недостатками конструкции являются:

- завышенный объем и форма полости воспламенения, отсутствие механизмов дробления крупных фрагментов жидкости, поступающих из камеры закручивания по периферийным каналам, что не способствует взаимодействию разряда свечи зажигания и топливной смеси в предпламенный период, последнее приводит к увеличению задержки воспламенения, а неэффективное горение в этой полости - к сажеобразованию и ее осаждению на рабочем торце свечи зажигания;

- в отношении смесеобразования следует отметить, что, несмотря на организацию в камере закручивания варианта пневмораспыла, исходные фрагменты жидкого компонента, поступающие из струйных форсунок жидкости достаточно велики (сотни микрометров) и не могут дробиться до требуемых размеров, обеспечивающих высокие значения полноты сгорания в камере; кроме этого им передается при взаимодействии с газообразным компонентом, направленным тангенциально, импульс, приводящий к отклонению жидкости в пристенную область камеры и, таким образом, формированию неравномерного распределения массового соотношения компонентов топлива в поперечном сечении камеры, а значит, снижению значения полноты сгорания в камере;

- расположение по длине камеры РДМТ одного пояса завесы от головки двигателя, даже при использовании в качестве конструкционного тугоплавкого материала является недостаточным и может при длительных включениях двигателя привести к прогару стенки конструкции.

Задачами, на решение которых направлено заявляемое устройство, являются:

- организация эффективного процесса воспламенения несамовоспламеняющегося газообразного окислителя и жидкого горючего с помощью воспламенительного устройства, в котором в его первую ступень подается жидкое горючее, а во вторую - газообразный окислитель и из второй ступени, образованная там газожидкостная смесь поступает через продольные каналы в разрядную полость свечи зажигания, где созданы условия взаимодействия разряда свечи со смесью, способной к воспламенению, а образовавшийся факел через центральное отверстие поступает в камеру сгорания и воспламеняет основной топливный заряд;

- организация эффективного процесса смесеобразования газожидкостного топлива обеспечивается за счет взаимодействия тонкой пленки горючего, образуемой на внутренней поверхности клинового элемента и равномерно распределенной в окружном направлении камеры сгорания (толщина пленки на порядок меньше, чем размер капель, поступающих из струйных форсунок) и потока газообразного окислителя из щелевой форсунки на наружной поверхности клина со скоростью в несколько раз превышающей скорость жидкости, в результате - обеспечивается более «тонкое» распыливание капель жидкого компонента, а за счет направления вектора импульса газожидкостного потока к оси двигателя реализуется более равномерное распределение массового соотношения компонентов в поперечном направлении камеры сгорания и, как следствие, - более высокая степень преобразования топлива;

- организация дополнительной газовой завесы в конце цилиндрического участка камеры сгорания способствует решению проблем обеспечения теплового состояния конструкции и снижению требований к конструкционному материалу.

Техническим результатом является повышение надежности воспламенения несамовоспламеняющегося газожидкостного топлива в камере ракетного двигателя малой тяги с высокими динамическими параметрами, а также повышение уровня энергетических параметров (удельного импульса тяги) РДМТ в непрерывных и импульсных режимах работы при обеспечении допустимого теплового состояния камеры ракетного двигателя.

Технический результат достигается за счет того, что в ракетном двигателе малой тяги на несамовоспламеняющемся газообразном окислителе и жидком горючем, состоящем из агрегата зажигания и свечи, смесительной головки со струйными форсунками, камеры сгорания, огневого днища, сопла и электропневмоклапанов, смесительная головка содержит разнобокий окружной клиновой элемент, установленный с возможностью образования тонкой пленки горючего от места поступления жидкого топлива из струйных форсунок на внутреннюю грань клинового элемента до острой его кромки, при этом наружная поверхность клинового элемента предназначена для газообразного компонента топлива, причем скорость газа и скорость жидкости соотносятся как 5:1, грани клинового элемента обеспечивают угол между вектором импульса газожидкостного потока, образованного после взаимодействия газа и жидкости на острой кромке клинового элемента и осью двигателя 25…35 градусов.

Кроме того, для воспламенения несамовоспламеняющихся компонентов топлива в смесительной головке двигателя расположено двухступенчатое воспламенительное устройство, первая ступень которого предназначена для подачи жидкого горючего через два тангенциальных канала, а вторая ступень - для газообразного окислителя через шесть тангенциальных каналов, причем периферийная область второй ступени соединена с разрядной полостью свечи зажигания двумя продольными каналами.

Кроме того, в области огневого днища двигателя и в конце цилиндрического участка камеры сгорания расположены тангенциальные газовые завесы с расходом газообразного компонента топлива (10…12)% и (20…25)% от общего расхода окислителя соответственно.

Сущность изобретения поясняется следующими чертежами:

- на фиг. 1 укрупненно изображена схема зажигания и смесеобразования ракетного двигателя;

- на фиг. 2 изображена схема ракетного двигателя малой тяги в целом.

Устройство состоит из следующих элементов:

1 - коллектор подвода газообразного окислителя; 2 - щелевая форсунка газообразного окислителя; 3 - разнобокий окружной клиновой элемент; 4 - струйные форсунки жидкого горючего; 5 - корпус свечи зажигания; 6 - электроискровая свеча зажигания; 7 - разрядная полость свечи зажигания; 8 - воспламенительное устройство; 9 - продольные каналы, соединяющие воспламенительное устройство и разрядную полость; 10 - фланец со штуцером подвода жидкого горючего; 11 - коллектор жидкого горючего; 12 - коллектор подвода газообразного окислителя (соединен с коллектором «О» через ряд каналов, на чертеже не показаны); 13 - фланец подвода газообразного окислителя; 14 - коллектор «О» для подачи в завесу (соединен с основным коллектором «О» посредством трубки, не показанной на чертеже); 15 - сопло.

Работает устройство следующим образом.

Осуществляется подача электрического сигнала на клапаны горючего «Г» и окислителя «О», а также на агрегат зажигания электроискровой свечи. Клапаны «Г» и «О» открываются, обеспечивая доступ компонентов топлива к элементам двигателя. Жидкий компонент - горючее поступает в коллектор «Г» (11) и далее в тангенциальные каналы воспламенительного устройства (8) и через струйные форсунки «Г» (4) на внутреннюю плоскость кругового клинового элемента (3), растекаясь по его поверхности. Газообразный окислитель из клапана «О» поступает в основной коллектор «О» (1), в коллектор «О» воспламенительного устройства (12) и коллектор газовой завесы в конце цилиндрического участка камеры сгорания (14). Газообразный окислитель из соответствующего коллектора воспламенительного устройства (12) подается во вторую ступень, образуя в ней закрученное течение и перепад давления между осевой и периферийной областями. Одновременно в эту среду из первой ступени устройства (8) поступает жидкое горючее в виде капель, взаимодействует с газообразным «О», обеспечивая подачу газожидкостной смеси по продольным каналам в разрядную полость свечи зажигания (7) под действием перепада давления, и воспламеняется при достижении для этого соответствующих условий. Затем факел поступает в камеру сгорания через центральное отверстие и воспламеняет основной топливный заряд, который к тому времени наполняет камеру сгорания в результате следующей последовательности процессов.

Основной расход жидкого горючего из коллектора подается в струйные форсунки (возможно минимального размера) (4), далее попадает на внутреннюю плоскость кругового клинового элемента (3), растекается по поверхности элемента, при этом толщина образующийся пленки становится практически на порядок (h~20 мкм) меньше, чем диаметр струйных форсунок «Г» и на острой кромке клинового элемента взаимодействует с высокоскоростным потоком газообразного окислителя, поступающего из щелевой форсунки (2). В результате взаимодействия «О» и «Г» образуется мелкодисперсная (d₃₂ ~ 15…20 мкм) газожидкостная смесь, вектор импульса которой направлен к оси камеры двигателя, заполняя приосевую область. За счет этого в двигателе реализовано в окружном направлении и в поперечном сечении камеры примерно равномерное распределение массового соотношения компонентов топлива, что также способствует эффективному процессу горения в камере.

Организация в двигателе двухуровневой газовой завесы газообразного окислителя, одна из которых расположена за смесительной головкой, а вторая - в конце цилиндрического участка камеры сгорания способствуют обеспечению допустимого теплового состояния конструкции двигателя с применением жаропрочных материалов с высокотемпературным оксидным покрытием.

При этом, в завесу за смесительной головкой двигателя предполагается подача 10…12% окислителя от его суммарного расхода на цели стабилизации теплового состояния огневого днища и прилегающих к головке стенок камеры сгорания, а в завесу в конце цилиндрического участка камеры сгорания необходима подача 20…25% от общего расхода окислителя для организации теплового состояния конфузорной части камеры, области минимального сечения сопла, а также начальной части сверхзвукового сопла, где уровень температуры продуктов сгорания достаточно высокий. Значения относительных расходов газообразного компонента в завесы двигателя основаны на опыте отработки РДМТ подобного типа и размерности.

1. Ракетный двигатель малой тяги на несамовоспламеняющемся газообразном окислителе и жидком горючем, состоящий из агрегата зажигания и свечи, смесительной головки со струйными форсунками, камеры сгорания, огневого днища, сопла и электропневмоклапанов, отличающийся тем, что смесительная головка содержит разнобокий окружной клиновой элемент, установленный с возможностью образования тонкой пленки горючего от места поступления жидкого топлива из струйных форсунок на внутреннюю грань клинового элемента до острой его кромки, при этом наружная поверхность клинового элемента предназначена для газообразного компонента топлива, причем скорость газа и скорость жидкости соотносятся как 5:1, грани клинового элемента обеспечивают угол между вектором импульса газожидкостного потока, образованного после взаимодействия газа и жидкости на острой кромке клинового элемента и осью двигателя 25…35 градусов.

2. Ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что для воспламенения несамовоспламеняющихся компонентов топлива в смесительной головке двигателя расположено двухступенчатое воспламенительное устройство, первая ступень которого предназначена для подачи жидкого горючего через два тангенциальных канала, а вторая ступень - для газообразного окислителя через шесть тангенциальных каналов, причем периферийная область второй ступени соединена с разрядной полостью свечи зажигания двумя продольными каналами.

3. Ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что в области огневого днища двигателя и в конце цилиндрического участка камеры сгорания расположены тангенциальные газовые завесы с расходом газообразного компонента топлива (10…12)% и (20…25)% от общего расхода окислителя соответственно.