Двигатель двухкомпонентный


Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель

 

Двигатель предназначен для использования в системах управления космического аппарата на монотопливе, а также необходим при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей. Двигатель содержит камеру разложения топлива (1) с днищем (2) и с размещенным внутри него узлом распределения топлива (3). Он состоит из пористого каталитического материала (4) с выполненным вдоль оси узла глухим каналом (5) с непроницаемыми не более чем на 1/3 его длины от днища камеры боковыми стенками (6). Электронагреватель (7) расположен по внешней поверхности узла распределения топлива. Двигатель также содержит непроницаемую торцевую поверхность (8), проницаемый каталитический пакет (9), сопло (10), магистраль подачи топлива 11. Причем между нагревателем и пористым каталитическим материалом размещена проницаемая оболочка. Боковые стенки узла (3) образованы уложенными с зазором 0,02...0,1 мм витками электронагревателя. Образующаяся возле днища (2) вихревая зона создает тепловой демпфер и естественный подавитель неустойчивости работы двигателя. Газообразные нагретые продукты разложения топлива истекают через сопло (10) и создают реактивную тягу, обеспечивая при этом быстродействие при запуске и устойчивую работу двигателя, а также повышение безопасности при эксплуатации и упрощение его конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей.

Известен однокомпонентный термокаталитический двигатель (Беляев Н. М., Уваров Е. И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974, рис.3.27, с. 111), содержащий основную и пусковую камеру с катализатором, узлы впрыска основного и пускового расхода топлива, магистрали подвода топлива и сопло.

В указанном двигателе время подготовки к запуску сокращается за счет быстрого разогрева основной камеры высокотемпературными продуктами разложения топлива, поступающими из пусковой камеры.

Известен однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель, принятый за прототип, содержащий камеру разложения топлива с днищем с размещенным внутри нее узлом распределения топлива, состоящим из пористого каталитического материала, электронагреватель, проницаемый каталитический пакет, сопло и магистраль подачи топлива (патент США N 4583361, кл. F 02 C 3/20). Электронагреватель обеспечивает стартовый разогрев каталитического пакета через наружную цилиндрическую стенку камеры разложения, вдоль которой двигается впрыскиваемое топливо.

Основным недостатком такой конструкции является локализация стартового испарения и разложения топлива в пристеночном слое каталитического пакета, что приводит к проскоку в центре камеры жидкого топлива через сопло без разложения в момент запуска двигателя и к захолаживанию центральной зоны пакета в установившемся режиме его работы. Это снижает эффективность однокомпонентного ЖРД и существенно ограничивает расходонапряженность каталитического пакета.

При создании изобретения решались задачи повышения расходонапряженности каталитического пакета и соответствующего снижения габаритов, массы и энергопотребления однокомпонентного ЖРД.

Поставленные задачи решены за счет того, что в известном двигателе, содержащем камеру разложения топлива с днищем с размещенным внутри нее узлом распределения топлива, состоящим из пористого каталитического материала и электронагревателя, проницаемый каталитический пакет, сопло, магистраль подачи топлива, согласно изобретению электронагреватель расположен по внешней поверхности узла распределения топлива, размещенного (заглубленного) в объеме проницаемого каталитического пакета, причем по оси узла распределения топлива выполнен глухой канал, торцевая поверхность узла выполнена непроницаемой, а стенки глухого канала не более чем на 1/3 длины узла распределения топлива от днища камеры выполнены непроницаемыми.

Расположение электронагревателя по внешней поверхности узла распределения топлива и размещение (заглубление) узла в объеме проницаемого каталитического пакета, обеспечивает локализацию области максимальной теплоотдачи нагревателя в зоне впрыска. Эта область обеспечивает быстрый нагрев топлива в зоне впрыска и снижает длительность подготовительных процессов термокаталитического разложения топлива.

Размещение узла распределения топлива в объеме проницаемого каталитического пакета также обеспечивает объемное смачивание топливом пакета катализатора при запуске и одновременное заполнение всего внутрипорового объема, необходимое для обеспечения быстродействия двигателя.

Наличие в узле распределения топлива соосного с ним глухого канала с проницаемыми стенками обеспечивает подачу топлива в радиальном к оси узла направлении, равномерное распределение топлива от центра к периферии и создает условия для существенного улучшения процесса термокаталитического разложения топлива.

Выполнение торцевой поверхности узла распределения топлива непроницаемой обеспечивает создание демпфирующего устройства в виде проницаемого с боковых сторон пакета. Это демпфирующее устройство обеспечивает плавное гашение осевой составляющей скорости подачи жидкого топлива и снижает расходонапряженность потока в осевом направлении до значений предотвращающих проникновение неразложившего топлива в сопло двигателя. Таким образом достигается безударный разворот потока и, поэтому снижаются колебания давления в камере разложения и обеспечивается устойчивая работа двигателя.

Выполнение стенок глухого канала не более чем на 1/3 длины узла распределения топлива от днища камеры непроницаемыми позволяет образовать в районе днища застойную зону продуктов разложения, подпитывающую и подогревающую горячими газами вновь поступающее топливо, что способствует поддержанию реакции разложения и, соответственно, увеличивает расходонапряженность пористого пакета, а также позволяет снизить теплопоток в днище камеры разложения топлива двигателя за счет тепловой изоляции днища от зоны реакции разложения и, соответственно, предотвращает термическое разложение топлива в магистрали подачи и узле распределения топлива. Выбор длины непроницаемой части глухого канала от днища камеры производится расчетно-экспериментальным путем и определяется из условия устойчивости образующегося вихря, состоящего из непрореагировавшего топлива, продуктов разложения, а также исходя из требований теплового демпфирования магистрали подачи топлива. При этом устраняется возможность взрывного разложения топлива в магистрали подачи и обеспечивается устойчивая работа двигателя во всем рабочем диапазоне, причем расходонапряженность катализатора возрастает в 3...5 раз.

Изобретение иллюстрируется чертежом. На чертеже изображен однокомпонентный жидкостной ракетный двигатель, содержащий камеру разложения топлива 1 с днищем 2 с размещенным внутри нее узлом распределения топлива 3, проницаемый каталитический пакет 9, сопло 10, магистраль подачи топлива 11. Узел 3 состоит из пористого каталитического материала 4 с выполненным вдоль оси узла глухим каналом 5 с непроницаемыми не более чем на 1/3 длины узла распределения топлива от днища камеры боковыми стенками 6. По внешней поверхности узла 3 расположен электронагреватель 7, а торцевая поверхность 8 узла 3 выполнена непроницаемой. Стрелками показано направление течения топлива и продуктов его разложения.

Двигатель работает следующим образом.

При запуске включается электронагреватель 7 и с задержкой, определяемой теплопередающими свойствами узла распределения топлива 3, в глухой канал 5 по магистрали подачи 11 подается топливо. В глухом канале 5 осевая скорость потока топлива плавно гасится на проницаемом пористом демпфере, образованном пористой торцевой стенкой глухого канала 5 и непроницаемой торцевой поверхностью 8, поток разворачивается в радиальных к оси узла направлениях и через проницаемую часть боковой стенки 6 поступает в объем пористого каталитического материала 4, мгновенно и целиком заполняя его. При этом вся передающаяся от электронагревателя 7 к пористому каталитическому материалу 4 тепловая энергия мгновенно передается топливу за счет высокой интенсивности внутрипорового конвективного теплообмена между пористой структурой каталитического материала 4 и потоком топлива и вызывает его нагрев.

Нагретое топливо при контакте с каталитической поверхностью пористого материала 4 узла распределения топлива начинает разлагаться по термокаталитической ветви реакции во внутрипоровом объеме пористого каталитического материала 4. Смесь высокотемпературных продуктов разложения и части непрореагировавшего топлива поступает из заглубленного узла распределения топлива 3 сквозь его боковые стенки в объем размещенного в камере разложения топлива 1 проницаемого каталитического пакета 8 и мгновенно его нагревает. Одновременно в области днища 2 формируется застойная зона, образованная вихрем, порожденным непроницаемой частью боковой стенки 6 глухого канала 5.

После запуска нагреватель двигателя отключается.

Поступающие по магистрали 11 следующие после запуска порции топлива вследствие возникающей высокой нагрузки на пористый каталитический материал 4 охлаждают и заливают узел распределения топлива 3 и через его проницаемые боковые стенки топливо распыляется в жидком состоянии в внутрипоровый объем проницаемого каталитического пакета 9, при этом узел распределения топлива 3 работает как узел впрыска топлива, а образующаяся застойная зона - как тепловой демпфер и естественный подавитель неустойчивости работы двигателя.

Газообразные нагретые продукты разложения топлива истекают из каталитического пакета и далее через сопло 10, создавая реактивную тягу.

Для обеспечения работоспособности двигателя в импульсных режимах и дробления поступающего в камеру разложения топлива между нагревателем и пористым каталитическим материалом располагается проницаемая оболочка, выполненная, например, из мелкоячеистой, с размером ячеи 5 мкм, металлической сетки, по п. 2 изобретения, обеспечивающая хороший тепловой контакт и мелкодисперсный распыл. Обеспечение хорошего теплового контакта в импульсных режимах позволяет поддерживать достаточную для запуска температуру каталитического материала 4 узла распределения топлива 3 за счет тепла, поступающего от проницаемого каталитического пакета 9, а мелкодисперсный распыл поступающей из узла распределения смеси - обеспечение быстродействия двигателя.

В случае применения высокотемпературного нагревного кабеля, например типа КНМСпНХ, боковые стенки узла распределения топлива образуются уложенными с зазором 0,02 - 0,1 мм витками электронагревателя для прохода топлива и продуктов его разложения.

1. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру разложения топлива с днищем с размещенным внутри нее узлом распределения топлива, состоящим из пористого каталитического материала и электронагревателя, проницаемый каталитический пакет, сопло, магистраль подачи топлива, отличающийся тем, что электронагреватель расположен по внешней поверхности узла распределения топлива, размещенного (заглубленного) в объеме проницаемого каталитического пакета, причем по оси узла распределения топлива выполнен глухой канал, торцевая поверхность узла выполнена непроницаемой, а стенки глухого канала не более чем на 1/3 длины узла распределения топлива от днища камеры выполнены непроницаемыми.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что между нагревателем и пористым каталитическим материалом размещена проницаемая оболочка.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что боковые стенки узла распределения топлива образованы уложенными с зазором 0,02 - 0,1 мм витками электронагревателя.

Рисунок 1

www.findpatent.ru

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель

 

Использование: в ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе. Сущность изобретения: двигатель содержит трехкомпонентный газогенератор, соединенный через агрегаты автоматики и регулирования с насосом первого горючего и через магистраль с линией второго горючего, к линии питания первым горючим подведена магистраль продувки инертным газом. Насос первого горючего установлен на одном валу с дополнительным насосом второго горючего. Турбины трех турбонасосных агрегатов питаются газогенераторным газом через трехпозиционный клапан переключаемый при переводе двигателя на двухкомпонентный режим. 1 з. п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе, например кислороде, углеводородном горючем и водороде.

В последние годы утвердилось направление развития ракетно-космической техники, связанное с созданием транспортных ракетно-космических комплексов.

Современное ракетостроение развивается в направлении увеличения груза, выводимого на орбиту, при одновременном снижении стоимости выведения 1 кг груза. Во многих проектах перспективных транспортных ракетных комплексов используется два вида горючего: углеводородное на начальном участке выведения и водород (или метан) на высотном участке работы при сокращении числа ступеней. Необходимость повышения энергетических характеристик двигательной установки в сочетании с высокой надежностью и многократностью использования и возможностью одновременной или последовательной работы на двух горючих требует разработки новых эффективных схем двигательных установок с применением высокоэффективных топлив. В связи с этим перспективным является использование трехкомпонентного ЖРД.

Известен ЖРД SSME США содержащий камеру, газогенератор, турбину, насосы окислителя и горючего, работающий на компонентах кислород, водород. (Двигатели воздушно-космических систем США, Японии, Англии, Франции, ФРГ. ЦИАМ, 1987, с. 4 16).

Наиболее близким к предложенному является ЖРД, работающий на трехкомпонентном топливе, содержащий камеру, смесительную головку, три турбонасосных агрегата для подачи водорода, углеводородного горючего и кислорода, соответствующее устройство направляет перегретый водород к каждому турбонасосу (патент США N 4771600, кл. 60-258, 1988).

Недостатком указанного двигателя является ограничение давления в камере до 120 кгс/см2 из-за ограничений работоспособности теплового водорода, используемого для привода трех турбонасосов, что не позволяет реализовать уровень давлений в камере 200 250 кгс/см2, необходимый для получения оптимальных характеристик двигателя.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и улучшение энергетических характеристик.

Поставленная задача достигается тем, что ЖРД снабжен трехкомпонентным газогенератором с избытком горючего, соединенным через пускоотсечный клапан и регулирующий элемент с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан с магистралью второго горючего, один из выходов трехпозиционного клапана соединен с магистралью питания газогенератора первым горючим. К магистрали питания газогенератора первым горючим через пускоотсечный клапан и дозирующее устройство подведена магистраль высокого давления инертного газа. Для обеспечения оптимальных характеристик агрегатов подачи на одном валу с насосом первого горючего установлен дополнительный насос второго горючего, соединенный магистралью через трехпозиционный клапан с основным насосом второго горючего, выход из трехпозиционного клапана соединен с рубашкой охлаждения камеры, а выход из дополнительного насоса второго горючего соединен через обратный клапан с рубашкой охлаждения камеры. Вход турбины турбонасосного агрегата первого горючего через трехпозиционный клапан соединен с газовой магистралью после газогенератора и с входом в турбину турбонасосного агрегата второго горючего.

Указанная совокупность признаков проявляет в предложенных решениях новые свойства, заключающиеся в том, что предложенный ЖРД позволяет увеличить располагаемую работу генераторного газа, а установка дополнительного насоса второго горючего на одном валу с насосом первого горючего и питание турбины насоса первого горючего последовательно с турбиной насоса второго горючего генераторным газом позволяет обеспечить оптимальные характеристики насосов и турбин всех ТНА как на трехкомпонентом pежиме, так и на двухкомпонентном.

Тем самым предложенное решение позволяет увеличить давление в камере до 200 300 кгс/см2 при приемлемых температурах газа перед турбиной (800 - 900 К), повысить энергетические характеристики двигателя. Использование газогенератора с избытком горючего позволяет обеспечить надежную работу двигателя при многократном его применении.

Схема ЖРД представлена на чертеже, где 1 камера; 2 турбонасосный агрегат окислителя; 3 турбонасосный агрегат второго горючего; 4 турбина; 5 дополнительный насос второго горючего; 6 насос первого горючего; 7 - газогенератор; 8, 14, 23 пускоотсечный клапан; 9 регулирующий элемент; 10, 17, 20 трехпозиционный клапан; 11, 12, 13, 16, 18, 21, 22, 25 трубопровод; 15 дозирующее устройство; 19 обратный клапан; 24 регулятор.

ЖРД состоит из камеры 1, турбонасосного агрегата окислителя 2, турбонасосного агрегата второго горючего 3, турбонасосного агрегата, содержащего на одном валу турбину 4, дополнительный насос второго горючего 5 и насос первого горючего 6. Трехкомпонентный газогенератор 7 соединен через пускоотсечный клапан 8 и регулирующий элемент 9 с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан 10 трубопроводом 11 с магистралью питания вторым горючим, один из выходов трехпозиционного клапана 10 соединен трубопроводом 12 с линией питания газогенератора первым горючим. К магистрали питания газогенератора первым горючим подведена магистраль высокого давления инертного газа 13 с пускоотсечным клапаном 14 и дозирующим устройством 15. Дополнительный насос второго горючего соединен магистралью 16 через трехпозиционный клапан 17 с основным насосом второго горючего. Выход из дополнительного насоса второго горючего соединен магистралью 8 через обратный клапан 19 с рубашкой охлаждения камеры. Вход турбины насоса первого горючего соединен через трехпозиционный клапан 20 с газовой магистралью 21 после газогенератора и магистралью 22 с входом в турбину насоса второго горючего. На магистрали питания газогенератора окислителем установлены пускоотсечной клапан 23 и регулятор 24. Основной насос второго горючего через трехпозиционный клапан 17 соединен трубопроводом 25 с рубашкой охлаждения камеры.

При запуске двигателя открываются пускоотсечные клапаны 23 и 8, окислитель, первое и второе горючее поступают в газогенератор, где компоненты воспламеняются, например, электроплазменным зажигательным устройством. Одновременно для предотвращения замерзания первого горючего и интенсификации распыла горючего открытием пускоотсечного клапана 14 по магистрали 13 подается инертный газ для продувки полости питания газогенератора первым горючим. Расход газа определяется дозирующим устройством 15, например шайбой. Двигатель выходит на режим, определяемый настройкой регулятора 24 и регулирующего элемента 9. Регулирование работы двигателя по давлению в камере 1 осуществляется регулятором 24 и регулирующим элементом 9. Переключение двигателя на двухкомпонентный режим работы осуществляется с режима 35 Pнком, обеспечивающего минимальный провал по тяге при отключении первого горючего. Для этого закрываются трехпозиционные клапаны 20, 17 и 10 и пускоотсечный клапан 8, рабочее тело прекращает поступать на турбину 4, второе горючее прекращает проступать в дополнительный насос горючего 5 и первое горючее прекращает поступать в газогенератор 7. Давление за насосом 5 падает, обратный клапан 19 закрывается, и второе горючее по трубопроводу 25 поступает в рубашку камеры 1. Одновременно открытием пускоотсечного клапана 14 производится продувка линии питания газогенератора первым горючим и замещение в головке газогенератора 7 первого горючего на второе. Двигатель выходит на двухкомпонентный режим работы. Регулирование двигателя по давлению в камеры осуществляется регулятором 24.

Предлагаемый трехкомпонентный ЖРД с использованием двух различных горючих и трехкомпонентного газогенератора, работающего с избытком горючего, позволяет достичь при приемлемых температурах генераторного газа 800 900 К давлений в камере 200 300 кгс/см2 и выше, обеспечивающих характеристики двигателя при работе его на трехкомпонентном и двухкомпонентном режимах.

1. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосные агрегаты подачи трех компонентов, агрегаты управления и регулирования с магистралями, отличающийся тем, что он снабжен трехкомпонентным газогенератором, соединенным через пускоотсечный клапан и регулирующий элемент с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан с магистралью второго горючего, один из выходов трехпозиционного клапана соединен с магистралью питания газогенератора первым горючим, к которой через пускоотсечной клапан и дозирующее устройство подведена магистраль высокого давления инертного газа.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что на одном валу с насосом первого горючего установлен дополнительный насос второго горючего, соединенный магистралью через трехпозиционный клапан с основным насосом второго горючего, выход из дополнительного насоса второго горючего соединен через обратный клапан с рубашкой охлаждения камеры, а вход турбины насоса первого горючего соединен через трехпозиционный клапан с газовой магистралью после газогенератора и с входом в турбину насоса второго горючего.

Рисунок 1

www.findpatent.ru

Двухкомпонентное топливо - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 1

Двухкомпонентное топливо

Cтраница 1

Двухкомпонентные топлива состоят из двух раздельно подаваемых в камеру сгорания двигателя компонентов: горючего и окислителя. Топлива этого класса наиболее широко используются, так как раздельное хранение горючего и окислителя в отдельных баках намного уменьшают опасность взрывов и облегчает условия эксплуатации, хранения и транспортировки топлива. Кроме того, применение двухкомпонентных топлив значительно расширяет возможности выбора веществ, пригодных для использования в качестве горючего и окислителя, что позволяет создать наиболее эффективные топливные смеси.  [1]

Двухкомпонентные топлива состоят из горючего и окислителя. Горючим служат: лигроино-керосиновые и ке-росино-газойлевые нефтяные фракции ( пределы выкипания 150 - 315 С), жидкий Н2, СН4, С3Н8, спирты ( напр. В Нп 4 -дека - и дибораны, дигидробораны ВяНя 6 типа пентабора-на; металлсодержащие соед.  [2]

Двухкомпонентные топлива, как следует из самого названия, состоят из двух раздельно подаваемых в камеру двигателя компонентов - горючего и окислителя. Эти компоненты смешиваются в камере сгорания ЖРД. Такие топлива называют также топливами раздельной подачи.  [4]

Двухкомпонентные топлива по способу воспламенения в двигателе можно разделить на две группы: самовоспламеняющиеся и несамовоспламеняющиеся.  [5]

Двухкомпонентные топлива по способу воспламенения в - двигателе можно разделить на две группы: самовоспламеняющиеся и не: а-мовоспламеняющиеся. При контакте некоторых горючих и окислителей при обычных температурах протекает химическая реакция с выделением такого количества тепла, которого достаточно для воспламенения топливной смеси.  [6]

Двухкомпонентные топлива состоят из горючего и окислителя, раздельно подаваемых в камеру сгорания. Такие топлива более безопасны, их легче хранить и транспортировать, сырьевые ресурсы их значительно больше, чем однокомпонентных топлив. По способу воспламенения в двигателе двухкомпонентные топлива делятся на самовоспламеняющиеся и несамовоспламеняющиеся.  [8]

Двухкомпонентное топливо состоит из двух раздельно вводящихся в камеру сгорания ЖРД компонентов - горючего и окислителя. Смешение этих компонентов происходит в камере сгора-рания ЖРД.  [9]

Двухкомпонентные топлива в свою очередь могут быть подразделены на самовоспламеняющиеся топлива и топлива принудительного воспламенения.  [10]

Двухкомпонентные топлива мягче, имеют меньший срок годности при хранении и в большей степени подвержены выщелачиванию в морской воде, чем Однокомпонентные. Двухкомпонентные топлива, частицы которых имеют форму шариков или хлопьев с большим отношением площади поверхности к объему, используются в патронах для, пистолетов, ружей и винтовок. Эти сорта в большей степени склонны к раз-рушению в морской воде, чем зернистые топлива с меньшим отношением площади поверхности к объему, применяемые в боеприпасах более крупного калибра. Двухкомпонентные топлива используются также в минных метательных зарядах и во многих ракетных двигателях. Топливо для мин имеет вид пластинок или выдавленных гранул с относительно высоким отношением площади поверхности к объему и высокой скоростью горения.  [11]

Двухкомпонентные топлива в качестве своих основных компонентов имеют нитроцеллюлозу и взрывчатый пластификатор, обычно нитроглицерин. К ним могут добавляться, в меньшей пропорции, и другие вещества, служащие в качестве стабилизаторов, невзрывчатых пластификаторов, охладителей, смазочных материалов, затемнитолей, ускорителей процесса горения, или, другими словами, вещества, придающие желательные свойства продукту. В таблице 32 приведены типичные составы, а также некоторые из баллистических свойств, которые будут рассмотрены в дальнейших параграфах. Взрывчатые пластификаторы и компоненты, содержащиеся в небольших количествах, за исключением неорганических веществ, которые могут входить в малых количествах, физически сходны с нитроцеллюлозой. Топлива изготовляются в форме твердых пластиков, имеющих достаточно однородную структуру. Состав твердых двухкомпонентных топлив существенно отличается от состава баллиститов и кордитов, которые применялись в течение многих лет в качестве артиллерийских порохов.  [12]

Двухкомпонентные топлива, рассматриваемые в X томе Справочника, приведены в таблице 1.1. В ней также указаны условные номера горючих, которыми отмечены соответствующие кривые на графиках, помещенных в разделе 6.1; в последнем столбце таблицы указаны номера страниц, на которых помещены результаты расчета для того или иного топлива.  [13]

Многие двухкомпонентные топлива, для которых жидкий кислород является окислителем, представляют собой несамовоспламеняющиеся системы.  [14]

Применение двухкомпонентных топлив с очень малой задержкой воспламенения особенно важно в случаях необходимости быстрого запуска двигателя. Хорошее воспламенение важно также для двухкомпонентных топлив, применяемых в двигателях, которые должны запускаться повторно.  [15]

Страницы:      1    2    3    4

www.ngpedia.ru

Двухкомпонентные двигатели, работающие на природном газе / дизельном топливе

Значительные запасы газа в США, заставляют компании больше уделять внимание двухкомпонентным двигателям, в качестве долгосрочного решения. Двухкомпонентные двигатели, работающие на природном газе / дизельном топливе, позволят удовлетворять, действующие в настоящее время и будущие стандарты, касающиеся выбросов в атмосферу, и при этом обеспечивая низкую стоимость топлива. Однако, остается ряд проблем, требующих решения, и которые в свою очередь связаны с профессиональным пониманием физики внутреннего сгорания. «Например, в связи с высоким коэффициентом сжатия в дизельных двигателях, замена дизельного топлива на природный газ, при высокой нагрузке обычно ограничивается стуком двигателя и преждевременном воспламенением. Также, повышение доли природного газа в двухкомпонентном двигателе обычно приводит к снижению максимальной нагрузки», говорит Энтони Ж. Марчес, профессор в области машиностроения и директор лаборатории Двигателей и преобразования энергии Университета штата Колорадо, Форт Коллинс.

Устранение стука

При работе в условиях неполной нагрузки, двухкомпонентные двигатели страдают от неполного сгорания природного газа, что приводит к повышенному выбросу метана и прочих загрязнителей из выхлопной трубы. Еще одна проблема с природным газом заключается в том, что реакционная способность топлива (соответствующее требованиям транспортирования по трубопроводу), может изменяться в значительной степени изо дня в день, или от региона к региону, в зависимости от процентного содержания этана и пропана в природном газе.

Профессор Энтони Ж Марчес.  Лаборатория двигателей и энергии.

Двухкомпонентные двигатели

«В случае с природным газом, нельзя точно определить степень реактивности топлива, в связи с тем, что его состав может варьироваться примерно от 100 процентов метана (высокая стойкость к стуку), до менее, чем 90 процентов метана более высокая предрасположенность к стуку», говорит Марчес. «Следовательно, понимание феномена, который приводил к стуку в двухкомпонентном двигателе, является очень важным для проектирования двигателей и систем управления».

Посредством комбинированного моделирования и экспериментов, Марчес и его научно-исследовательская группа выявили новый режим стука двигателя, наблюдаемого в двухкомпонентных двигателях, который отличается от стука, наблюдаемого в двигателях с электрозажиганием. «Например, мы наблюдали детонацию смесей с природным газом / воздухом в областях, между отдельным дизельными форсунками», сказал он. «Это было для на сюрпризом и указывает на то, что возможно добиться снижения стука в двухкомпонентных двигателях посредством проектирования иных дизельных инжекторов».

Управление реактивностью воспламенения от сжатия

Марчес объединился с корпорацией Woodward для того, чтобы разработать стратегию сгорания при низкой температуре, известной как управление реактивностью воспламенения от сжатия (RCCI), которая использует раннюю подачу дизельного топлива для создания реактивного поэтапного перехода к ступенчатому самовоспламенению, от области с наибольшей реактивностью к области с наименьшей. «RCCI природным газом / дизельным топливом продемонстрировало высокую эффективность и низкие выбросы, при умеренной нагрузке», что не было реализовано при высокой возможной нагрузке на обычных «дизельных двигателях», говорит Марчес. «Для получения более лучшей сходимости с экспериментами, мы сконструировали понижающий механизм для двухкомпонентного топлива, используя двухкомпонентный заменитель дизеля. Исследование чувствительности производилось при различных модельных параметрах, в результате чего было достигнуто лучшее соответствие с экспериментальным давление и тепловым напряжением топочного объёма».

Корпорация Woodward также разработала блок управления двигателем (ECU) на высокой скорости, процессор двигателя и алгоритм управления для контролирования давления в цилиндре, для каждого цикла, и преобразования данной информации быстрой скорости в «показатели сгорания», например центр сгорания, повышение давления и пиковое давление. «При учете доступной информации, ECU способен управлять фазой горения при RCCI — что является ключевым посредником для внедрения данной технологии при практическом применении», отметил Грег Хампсон, старший ведущий инженер Корпорации технологической группы Woodward, Лавленд, Колумбия. «Также, данные полученные  по сгоранию могу использоваться не только для поддержания хорошей фазы горения во время изменений в нормах замещения, но также когда изменяется качество топлива, и раннего обнаружения обстоятельств, которые приводят к стуку, таким образом, ограничивая норму замещения газа / дизельного топлива до безопасного уровня, вместо того, чтобы полагаться на обусловленный датчик стука».

Энергетический двигатель Nh4.

Двухкомпонентные двигатели

Не забудьте про аммиак

Норм Олсон, руководитель проекта, связанного с использованием биомассы и альтернативного топлива в Университете Айова «Энергетический центр Айова» в Эймс, проводил исследования на двухкомпонентных двигателях с использованием аммиака (Nh4) / дизельного топлива, Nh4 / диметиловый эфир (DME) и Nh4 / гидроген (искровое зажигание). Использование Nh4 в качестве топлива представляет собой относительно новую концепцию, особенно, если применяются двухкомпонентные двигатели. Двуокись углерода, оксиды азота и выброс твёрдых частиц в значительной степени понижаются когда Nh4 сгорает в качестве топлива.

«Nh4 является очень высокооктановым топливом, с повышенной стойкостью к преждевременному воспламенению», говорит Олсон. «Мощность двигателей, работающих на Nh4, повышается по сравнению с мощностью, получаемой при использовании горючего или дизельного топлива на том же самом двигателе. В сочетании, данные свойства позволяют достичь высокой эффективности работы двигателей, что позволяет воспользоваться преимуществами свойств топлива Nh4.

Также, имеется целый ряд значительных экономических, климатических и эффективных преимуществ использования топлива Nh4. Nh4 можно производить при помощи воздуха (в случае азота), воды (или иного источника водорода), и первоисточников энергии (ветер, солнечная энергия, ядерная, уголь, природный газ и т.д.). Единственным значимым выбросом связанным с Nh4 являются оксиды азота, которыми очень легко управлять посредством системы снижения токсичности выхлопа. Затраты на инфраструктуру для Nh4 представляют собой заказы объемом ниже чем в случае затрат на инфраструктуру в случае водорода и жидкого Nh4 содержащие на 30 процентов больше водорода на единицу, чем в случае жидкого водорода. На самом деле, Nh4 второй по количеству из самых перевозимых химических веществ в мире.

«Гибкость в производстве и конечной эксплуатации, совмещая высокую эффективность и неподражаемую экологическую результативность, превращают топливо Nh4 в оптимальный выбор для замены природного топлива».

www.prichal.in.ua

Жидкостный ракетный двигатель на топливе, содержащем гелиевую добавку

Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, использующим гелий в качестве охладителя корпуса камеры двигателя. Жидкостный ракетный двигатель включает камеру двигателя, состоящую из камеры сгорания, и сопло, имеющие каналы регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат, включающий центробежные насосы окислителя, горючего и гелия, газогенератор нейтрального газа, питаемый от насосов окислителя и горючего, а выход из насоса гелия соединен с регенеративным трактом охлаждения камеры сгорания, выход из которого соединен с указанным газогенератором, причем выход из газогенератора соединен с турбиной турбонасосного агрегата, выход из которой соединен с магистралью подвода окислителя в смесительную головку камеры сгорания. Кроме того, охлаждение сопла камеры осуществляется горючим, которое, пройдя каналы регенеративного охлаждения, поступает в смесительную головку. Камера сгорания камеры двигателя и газогенератор работают при стехиометрическом соотношении компонентов топлива. Введение гелиевой добавки в продукты сгорания основных компонентов топлива в газогенератор нейтрального газа и далее в камеру сгорания камеры двигателя позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя на ˜ 20 с, а с учетом отказа от завесного охлаждения до ˜ 30 с и более. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к области машиностроения, конкретно к конструированию жидкостных ракетных двигателей.

Наиболее важным показателем совершенства жидкостных ракетных двигателей является величина удельного импульса тяги, зависящая прежде всего от энергетических возможностей используемого топлива, проявляющихся, в частности, в температуре его горения. Вместе с тем известно, что удельный импульс тяги существенно зависит также от значения молекулярной массы истекающих продуктов горения.

Предшествующий уровень техники.

В последние годы развитие кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей идет по пути использования замкнутой схемы с дожиганием турбогаза в камере двигателя (см., например, книгу: Козлов А.А. и др. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М.: Машиностроение, 1988, стр. 115-125). Здесь турбина турбонасосного агрегата, питаемая рабочим газом из газогенератора, приводит в действие насосы, которые подают компоненты топлива в газогенератор и камеру сгорания, причем рабочий газ из газогенератора после срабатывания на турбине турбонасосного агрегата подается в камеру сгорания, где происходит его дожигание. Таким образом, энергия топлива используется максимально полно. Данное решение принимаем за аналог.

Однако такой схеме присущи и недостатки, поскольку при использовании для привода турбины высокотемпературного окислительного газа сохраняется в нештатной ситуации потенциальная опасность возгорания проточной части турбины.

Прототипом заявляемого технического решения является кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель, защищенный патентом РФ 2148181, МКИ F 02 K 9/48. Сущность этого изобретения состоит в комбинированном использовании гелия и в качестве рабочего тела нескольких последовательно установленных турбин системы подачи компонентов топлива и собственно гелия, и как рабочего тела, используемого для охлаждения камеры двигателя. При этом гелий циркулирует по замкнутому контуру, в который входят и каналы регенеративного охлаждения камеры. Благодаря высоким теплосъемным свойствам гелия удается отказаться от использования завесного охлаждения камер и за счет этого увеличить удельный импульс тяги на 10-15 с.

К недостатку такого предложения следует отнести использование сложного многоступенчатого гелиевого компрессора значительной (из-за весьма малой плотности рабочего тела) мощности. Проблемой является и обеспечение герметичности замкнутого гелиевого контура, особенно по вращающемуся валу турбонасосного агрегата.

Задачей настоящего изобретения является дальнейшее совершенствование жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы за счет реализации всех физических и термодинамических достоинств гелия, используемого в качестве топливной добавки.

Поставленная задача достигается за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания с соплом, которые снабжены каналами регенеративного охлаждения, турбонасосную систему подачи окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя, гелиевый контур регенеративного охлаждения камеры, включающий агрегат подачи с турбинным приводом, при этом в качестве агрегата подачи рабочего тела гелиевого контура использован центробежный насос, причем указанный контур является расходным и со стороны выхода из каналов регенеративного охлаждения соединен с газогенератором нейтрального турбогаза, имеющим подвод топлива от напорных магистралей окислителя и горючего, при этом выход из газогенератора соединен со входом в турбину, а ее выход соединен с камерой сгорания двигателя. Кроме того, в гелиевый контур входят каналы регенеративного охлаждения камеры сгорания, а каналы регенеративного охлаждения сопла соединены с напорной магистралью горючего. Газогенератор нейтрального газа и камера сгорания работают при стехиометрическом соотношении расходов основных компонентов топлива.

Технический результат предлагаемого решения заключается в увеличении удельного импульса двигателя за счет повышения значения газовой постоянной продуктов выхлопа из сопла камеры при введении гелиевой добавки, а также в повышении надежности двигателя за счет отказа от высокотемпературного окислительного турбогаза и замены сложного многоступенчатого компрессора подачи гелия на более простой центробежный насос.

Пневмогидравлическая схема жидкостного ракетного двигателя, содержащая предлагаемое техническое решение, изображена на прилагаемом чертеже.

Пример реализации изобретения.

Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру 1 двигателя, включающую камеру сгорания 2, смесительную головку 3 и сопло 4, причем камера сгорания и сопло снабжены каналами регенеративного охлаждения 5 и 6 соответственно. Кроме того, двигатель содержит турбонасосную систему 7 подачи окислителя и горючего в камеру сгорания, газогенератор нейтрального газа 8 расходный гелиевый контур 9.

Турбонасосная система 7 подачи содержит центробежный насос окислителя, имеющий первую 10 и вторую 11 ступени, центробежный насос горючего 12 и турбину 13, установленные на одном валу 14.

В гелиевый контур входит центробежный насос 15, который в заявленном изобретении установлен на валу 14, магистраль 16, соединяющая выход центробежного насоса 15 с каналами регенеративного охлаждения 5 камеры сгорания 2, и магистраль 17, соединяющая указанные каналы со входом в газогенератор нейтрального газа 8.

Подача окислителя в газогенератор 8 осуществляется с выхода второй ступени 11 насоса окислителя через магистраль 18, а горючего - центробежным насосом горючего 12 через магистраль 19.

Подача окислителя в смесительную головку 3 камеры сгорания 2 осуществляется с выхода первой ступени 10 центробежного насоса окислителя через магистраль 20, а горючего - также центробежным насосом горючего 12 через магистраль 21, каналы регенеративного охлаждения 6 сопла 4 и магистраль 22, выход из которой соединен со смесительной головкой 3.

Выход газогенератора нейтрального газа 8 соединен со входом турбины 13, выход из которой через магистраль 23 соединен с магистралью 20.

Работа устройства

Запуск жидкостного ракетного двигателя осуществляется следующим образом. После открытия соответсвующих клапанов окислитель и горючее из баков (не показано) поступает в центробежный насос горючего 12, в первую ступень 10 и вторую ступень 11 центробежного насоса окислителя. Далее окислитель и горючее с выходов указанных насосов поступают в определенной последовательности в газогенератор нейтрального газа 8 и в смесительную головку 3 камеры сгорания 2, где производится их поджиг, например, с помощью электрозапальных устройств (не показано) или за счет использования пускового горючего.

Подача окислителя в газогенератор нейтрального газа 8 осуществляется с выхода второй ступени 11 насоса окислителя через магистраль 18, а горючего - центробежным насосом горючего 12 через магистраль 19. При этом в газогенераторе обеспечивается стехиометрическое соотношение (α=1) окислителя и горючего, необходимое снижение температуры нейтрального газа (турбогаза) до значений, допускаемых используемыми конструктивными материалами турбины 13, реализуется за счет балластировки турбогаза вводом в газогенератор 8 гелия из гелиевого контура. При этом гелий с выхода центробежного насоса 15 по магистрали 16 входит в каналы регенеративного охлаждения 5 камеры сгорания 2, а из них подогретый гелий по магистрали 17 поступает в газогенератор нейтрального газа 8.

Подача окислителя в смесительную головку 3 камеры сгорания 2 осуществляется по магистрали 20 с выхода первой ступени 10 центробежного насоса окислителя. Каналы 6 регенеративного охлаждения сопла 4 охлаждаются основной долей горючего, подаваемой центробежным насосом 12 через магистраль 21 и магистраль 22 в смесительную головку 3. Образовавшийся нейтральный генераторный газ поступает на привод турбины 13 и через магистраль 23 поступает в магистраль окислителя 20, поступая, в конечном счете, в камеру сгорания 2. По мере роста оборотов турбины жидкостный ракетный двигатель выходит на основной режим работы.

Введение гелиевой добавки в продукты сгорания основных компонентов топлива в газогенераторе позволило существенно увеличить значение газовой постоянной продуктов газогенерации. В результате удается значительно увеличить работоспособность турбины турбонасосного агрегата, поднять давление нагнетания и соответственно рабочее давление в камере сгорания при ее надежном охлаждении. С другой стороны, последующий ввод гелиевой составляющей в камеру позволяет реализовать в камере сгорания также стехиометрическое сжигание с повышенным значением газовой постоянной продуктов выхлопа из сопла. В итоге даже при заметно пониженной (из-за гелиевого "балласта") температуре продуктов сгорания для варианта 10% вес. добавки гелия удается увеличить удельный импульс тяги двигателя на ˜20 с, а с учетом отказа от завесного охлаждения ˜до 30 с и более.

Промышленная применимость

Заявленный жидкостный ракетный двигатель может найти применение в ракетной технике при использовании топлива с гелиевой добавкой.

1. Жидкостный ракетный двигатель на топливе, содержащем гелиевую добавку, включающий камеру сгорания с соплом, которые снабжены каналами регенеративного охлаждения, турбонасосную систему подачи окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя и гелиевый контур регенеративного охлаждения камеры, включающий агрегат подачи с турбинным приводом, отличающийся тем, что в качестве агрегата подачи рабочего тела гелиевого контура использован центробежный насос, причем указанный контур является расходным и со стороны выхода из каналов регенеративного охлаждения соединен с газогенератором нейтрального турбогаза, имеющим подвод топлива от напорных магистралей окислителя и горючего, при этом выход из газогенератора соединен со входом в турбину, а ее выход соединен с камерой сгорания двигателя.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в гелиевый контур входят каналы регенеративного охлаждения камеры сгорания, а каналы регенеративного охлаждения сопла соединены с напорной магистралью горючего.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что газогенератор нейтрального газа и камера сгорания работают при стехиометрическом соотношении компонентов топлива.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что насосные агрегаты окислителя, горючего, гелия и турбина установлены на одном валу.

www.findpatent.ru


Смотрите также