Импульсная камера сгорания для космического двигателя
Владельцы патента RU 2750245:
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Иркутский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВО ИрГУПС) (RU)
Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному ракетному двигателю. Импульсная камера сгорания космического ракетного двигателя, содержащая впускной обратный клапан фронтового устройства для порционного ввода окислителя, завихритель, свечу зажигания, импульсную топливную форсунку, выпускной обратный клапан, препятствующий истечению топливной смеси из камеры сгорания при заполнении ее топливной смесью и при начале горения, при этом выпускной обратный клапан установлен на выходе из камеры сгорания перед тяговым осесимметричным соплом Лаваля и содержит седло с профилированными проходами, тарелку со штоком и возвратную пружину, работает в полностью автоматическом режиме и позволяет предотвратить истечение топливной смеси в окружающее пространство и повысить степень добавочного повышения давления в процессе взрывного горения. Изобретение обеспечивает предотвращение истечения топливной смеси из камеры сгорания в момент ее заполнения продуктами горения и повышение добавочной степени повышения давления. 3 ил.
Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному ракетному двигателю.
Известно устройство «Трубчато-кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя» [патент РФ №2289758 МПК F23R 3/12 (2006.01); F02C 3/30 (2006.01), опубл. 20.12.2006], представляющий собой коническую трубу, включающую последовательно расположенные: фронтовое устройство; жаровую трубу и газосборник, а также свечу зажигания. Элементы фронтового устройства выполнены в виде отсекателя конической формы. Отсекатель представляет собой обратный клапан, состоящий из седла и конусовидной тарелки на штоке, которая под воздействием набегающего потока может сдвигаться вдоль оси, и пропускать в жаровую трубу водородно-кислородную смесь. При отсутствии набегающего потока тарелка отсекателя под воздействием затянутой пружины прижимается к седлу обратного клапана и перекрывает доступ топливной смеси в жаровую трубу.
Такая камера сгорания работает следующим образом. Перед пуском включают свечу зажигания и через отсекатель конической формы в жаровую трубу подают водородно-кислородную смесь. Давлением потока тарелка отсекателя перемещается в положение - открыто, и газовая смесь поступает в зону горения, где поджигается свечой зажигания. Отсекатель в начале зоны горения образует зону с пониженным давлением, в которой возникает обратный ток газов. При воспламенении топливной смеси и возрастании давления газов, отсекатель перемещается в положение закрыто и предохраняет компрессор от взрывной волны из жаровой трубы.
Недостатком такой камеры сгорания является то, что в безвоздушном пространстве поток топливной смеси прошедший через отсекатель за счет сил инверсии стянется в вихревой жгут и через газосборник жаровой трубы с большой скоростью истечет, не успев воспламениться в окружающую среду.
Известен также объект «Импульсный детонационный ракетный двигатель» [патент RU 2442008 С1, МПК F02K 7/02 (2006.01); F02K 9/50 (2006.01), опубл. 10.02.2012]. Камера сгорания такого двигателя содержит цилиндрическую жаровую трубу с задней стенкой, в которой имеется штуцер для подвода горючей смеси, тяговое осесимметричное сопло выполненное виде сопла Лаваля и запальное устройство. В критическом сечении сопла Лаваля имеется устройство запирания, выполненное в виде роторного клапана. Роторный клапан выполнен в виде цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси. При этом в направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела, причем ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости. Поворот роторного клапана осуществляется при помощи шкива приводимого во вращательное движение при помощи электромеханизма.
Импульсный детонационный ракетный двигатель работает следующим образом. После поступления топливной смеси в камеру сгорания происходит ее воспламенение. Продукты сгорания возбуждают детонационную волну, которая проходит через сопло Лаваля с созданием единичного импульса тяги. После выброса продуктов сгорания роторный переключатель приводится в закрытое положение, сопло запирается. Так как после прохождения детонационной волны сжатия следует волна разрежения, в камере сгорания создается разрежение, и свежая порция топливной смеси поступает в камеру сгорания. Далее срабатывает запальное устройство и возникает детонационное сжигание очередной порции топливной смеси. С помощью электромеханизма открывается роторный переключатель. Возникающая детонационная волна выбрасывает продукты горения, через сопло, создавая второй единичный импульс. Далее процесс может возобновляться периодически в автоматическом режиме с периодом, равным времени между положениями роторного переключателя «открыто»-«закрыто». Данное устройство может переходить в многочастотный режим, когда частота следования одиночных импульсов может быть сделана довольно большой и определяться в основном скоростью заполнения камеры сгорания и частотой работы запального устройства. В этом случае роторное устройство необходимо установить в положение «открыто», а работу запального устройства перевести в режим непрерывной импульсной модуляции с частотой следования импульсов порядка 100-200 Гц. При этом алгоритм детонационного процесса, остается аналогичным описанному выше.
Недостатком такого импульсного детонационного ракетного двигателя является то, что при высокочастотном горении в процессе заполнения камеры сгорания топливной смесью роторное устройство остается открытым. Следовательно, в условиях вакуума некоторая часть топливной смеси с большой скоростью истечет через сопло Лаваля не успев воспламениться. Кроме того, для обеспечения работы роторного устройства необходим дополнительный электромеханизм.
Задачей данного изобретения является предотвращение истечения топливной смеси через сопло импульсной камеры сгорания в момент ее заполнения в условиях вакуума окружающей среды, и повышения степени добавочного сжатия газа в процессе изохорного горения.
Известно, что процесс горения топливной смеси в импульсной камере сгорания происходит в соответствии с термодинамическим циклом Гемфри (фиг. 1), [Вукалович М.П., Новиков И.И. Термодинамика. Учебное пособие для вузов. М., «Машиностроение», 1972, 672 с.; стр. 559-572]. Цикл включает в себя процессы: 1-2 - предварительное сжатие газа в камере сгорания; 2-3 - изохорный подвод теплоты q1 в камере сгорания при ν=const; 3-4 - адиабатное расширение газов в сопле; 4-1 - изобарное охлаждение продуктов сгорания в окружающей среде при p1=const с отводом теплоты q2. В этом цикле: - степень добавочного повышения давления в камере сгорания; 
- степень предварительного повышения давления в камере сгорания.
В камере сгорания космического двигателя предварительное сжатие топливной смеси может обеспечиваться ее давлением в расходном резервуаре или дополнительным насосом. Если не задавать предварительное сжатие, то цикл Гемфри преобразуется в цикл Ленуара. В этом случае полезную работу цикла будет обеспечивать изохорный подвод теплоты в процессе горения топливной смеси в камере сгорания, адиабатное расширение продуктов сгорания и изобарное охлаждение продуктов сгорания. Таким образом, задача заключается в предотвращении истечения топливной смеси в момент заполнения камеры сгорания и начале горения, и, создании как можно более высокой степени добавочного повышения давления. Для решения данной задачи камеру сгорания космического двигателя необходимо закрывать в процессе ее наполнения топливной смесью и в начале горения. Это предотвратит процесс истечения топливной смеси в окружающее пространство и обеспечит создание повышенного давления в процессе горения. В процессе горения, когда степень добавочного повышения давления достигнет расчетной величины камеру сгорания необходимо открывать. При этом газы, истекающие из сопла, создадут необходимый импульс силы.
На фиг. 1 представлено графическое изображение цикла Гемфри в p-ν координатах.
Для достижения задачи предотвращения истечения топливной смеси из импульсной камеры сгорания, и создания высокой степени добавочного повышения давления продуктов горения, предлагается установить на выходе из камеры сгорания перед тяговым осесимметричным соплом Лаваля выпускной обратный клапан (фиг. 2), [ГОСТ 24856-81. «Арматура трубопроводная промышленная. Термины и определения. Industrial pipeline fittings. Terms and definitions»]. Обратный клапан пропускает среду в одном направлении, и предотвращает ее движение в противоположном, действуя при этом автоматически. Он содержит седло 1 с профилированными проходами, тарелку 2, шток 3 и возвратную пружину 4. Под воздействием повышенного давления тарелка вместе со штоком сдвигается вдоль оси клапана, затягивая возвратную пружину, и открывает проход. Как только давление в камере сгорания снизится, возвратная пружина притянет тарелку к седлу обратного клапана и проход закроется.
На фиг. 2 представлен в разрезе обратный клапан: 1 - седло обратного клапана; 2 - тарелка обратного клапана; 3 - шток, на котором крепится тарелка обратного клапана, совершающий возвратно-поступательное движение; 4 - возвратная пружина.
Таким образом, импульсная камера сгорания для космического двигателя (фиг. 3) представляет собой трубчатую камеру сгорания, состоящую из:
- фронтового устройства, представляющего собой впускной обратный клапан для порционного ввода окислителя. Он состоит из седла 1, тарелки обратного клапана 2 со штоком 3, возвратной пружины 4 и завихрителя потока 5. Такое фронтовое устройство обеспечивает в автоматическом режиме импульсную подачу окислителя в камеру сгорания, его перемешивания и предотвращение истечения продуктов горения в противоположном направлении;
- цилиндрической жаровой трубы 6, обеспечивающей определенный объем для существования циркуляционных зон, в которых происходит смешение, и горение топливовоздушной смеси;
- реактивного сужающегося-расширяющегося сопла 7 (сопло Лаваля) для обеспечения импульса тяги;
- выпускного обратного клапана, препятствующего истечению топливной смеси из камеры сгорания при ее наполнении топливной смесью и при начале горения. Он состоит из седла 8, конической тарелки обратного клапана 9 со штоком 10 и возвратной пружины 11. Для защиты пружины от действия высоких температур она закрыта конической обечайкой. Такое устройство обеспечивает в автоматическом режиме предотвращение истечения топливной смеси в окружающее пространство и опорожнение камеры сгорания от продуктов горения;
- импульсной форсунки 12, служащей для импульсной подачи топлива в камеру сгорания;
- свечи зажигания 13.
На фиг. 3 представлена в разрезе импульсная камера сгорания для космического двигателя: 1 - седло впускного обратного клапана; 2 - тарелка обратного клапана; 3 - шток; 4 - возвратная пружина; 5 - завихритель потока; 6 - цилиндрическая жаровая труба; 7 - сопло Лаваля; 8 - седло выпускного обратного клапана; 9 - коническая тарелка выпускного обратного клапана, 10 - шток; 11 - возвратная пружина; 12 - импульсная топливная форсунка; 13 - свеча зажигания.
Импульсная камера сгорания для космического двигателя работает следующим образом. Под воздействием потока окислителя тарелка 2 впускного обратного клапана открывает профилированные проходы в камеру сгорания. Проходя через завихритель 5, поток завихряется, и, создается объемная циркуляционная зона. Под воздействием пружины 11 коническая тарелка выпускного обратного клапана 9 прижата к седлу 8, и поток окислителя не уходит в окружающую среду. После наполнения камеры сгорания окислителем тарелка впускного обратного клапана 2 под воздействием пружины 4 закрывается и в камеру сгорания через импульсную топливную форсунку 12 подается топливо. Образуется топливная смесь, которая воспламеняется свечой зажигания 13. При горении топливной смеси в камере сгорания повышается давление. Это давление воздействует на коническую тарелку 9 выпускного обратного клапана, и она открывается. Газы истекают из камеры сгорания через сопло Лаваля 7 с созданием импульса тяги. После опорожнения камеры сгорания давление в ней понижается. Коническая тарелка 9 под воздействием пружины 11 закрывает проходы в седле выпускного обратного клапана. Камера герметизируется. Под воздействием потока окислителя тарелка 2 впускного обратного клапана открывается, и камера сгорания вновь может заполняться окислителем и топливом. Цикл повторится. Таким образом, срабатывание обратной арматуры клапанов происходит под действием самой среды и является полностью автоматическим. Частота следования импульсов зависит от времени наполнения камеры сгорания топливной смесью и от времени опорожнения. Степень предварительного повышения давления в камере сгорания зависит от степени затяжки пружины 4, а степень добавочного повышения давления зависит от степени затяжки возвратной пружины 11.
Отличие такой импульсной камеры сгорания от предложенных ранее заключается в том, что при закрытом сопле топливная смесь не истекает из камеры сгорания до ее воспламенения. Это позволяет сохранить предварительную степень сжатия в камере сгорания. Кроме того в процессе горения топливной смеси можно значительно повысить добавочную степень повышения давления. Все это позволит экономнее использовать топливную смесь и реализовать импульсной камерой сгорания значительный импульс силы от истекающих через сопло газов.
Импульсная камера сгорания космического ракетного двигателя, содержащая впускной обратный клапан фронтового устройства для порционного ввода окислителя, завихритель, свечу зажигания, импульсную топливную форсунку, выпускной обратный клапан, препятствующий истечению топливной смеси из камеры сгорания при заполнении ее топливной смесью и при начале горения, отличающаяся тем, что выпускной обратный клапан установлен на выходе из камеры сгорания перед тяговым осесимметричным соплом Лаваля и содержит седло с профилированными проходами, тарелку со штоком и возвратную пружину, работает в полностью автоматическом режиме и позволяет предотвратить истечение топливной смеси в окружающее пространство и повысить степень добавочного повышения давления в процессе взрывного горения.
