Импульсный детонационный ракетный двигатель. Импульсные ракетные двигатели


Импульсный детонационный ракетный двигатель

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

 

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Источники информации

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

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

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

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

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

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

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

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

www.findpatent.ru

Импульсный ракетный двигатель твердого топлива

 

Импульсный ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру с передним дном, многосопловым блоком и "щеточным" пороховым зарядом и устройство для гашения остатков порохового заряда. Устройство для гашения установлено между соплами многосоплового блока и содержит камеру гашения с охлаждающей жидкостью, поршень и газовый ресивер. Выходное отверстие камеры с жидкостью ориентировано в центральную часть переднего дна камеры ракетного двигателя твердого топлива и перекрыто мембраной. Заборное отверстие газового ресивера выполнено над выходным сечением сопел, ориентировано в сторону ближайшего сопла и перекрыто обратным клапаном. Изобретение позволит обеспечить гашение остатков "щеточного" заряда с необходимым быстродействием процесса гашения. 1 з.п.ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно импульсным (время работы 0,3 с), с "щеточным" пороховым зарядом. В "щеточной" конструкции порохового заряда шашки закрепляются на переднем дне камеры двигателя, обеспечивая тем самым значительное увеличение единичного импульса двигателя по сравнению с вкладной конструкцией заряда. Для пороховых зарядов импульсных РДТТ, состоящих из большого количества (200-300) канальных шашек всестороннего горения, наиболее приемлемым вариантом крепления шашек является вклейка их в переднее дно камеры [1].

Недостатком такой конструкции заряда является неполное сгорание шашек. После окончания работы двигателя на переднем дне камеры остаются вклеенные части шашек, которые повторно воспламеняются и догорают с образованием светящегося факела. При этом время догорания может в сотни раз превышать время основной работы двигателя. Образующийся при этом светящийся факел приводит к нарушению работоспособности оптической системы управления ракетой. Известна конструкция "щеточного" заряда [2], в которой для уменьшения времени догорания остатков пороха введен промежуточный элемент-штифт, с помощью которого шашка вклеена в переднее дно камеры двигателя. В этом случае пороховой остаток, а следовательно, и время его догорания уменьшаются в ~ 2 раза. Однако полностью исключить пороховые остатки такая конструкция не может. Более радикальным решением проблемы могло бы быть гашение пороховых остатков сразу же после окончания работы двигателя. В качестве примера такого решения можно привести РДТТ с отсечкой тяги [3]. Указанный РДТТ содержит камеру с пороховым зарядом и устройство для отсечки тяги. В обечайке камеры выполнены радиальные отверстия, перекрытые наружным кольцом с отверстиями. В необходимый момент времени производится поворот кольца до совмещения отверстий в нем с отверстиями в обечайке камеры РДТТ - происходит резкий сброс давления, заряд гаснет. Однако в импульсных двигателях, время работы которых может составлять всего 10. . 30 мс, такое устройство неработоспособно вследствие недостаточного быстродействия, связанного с использованием последовательно работающих командного и исполнительного механизмов. Кроме того, при сбросе давления через радиальные отверстия возникает неуравновешенная поперечная сила, приводящая к уводам ракеты с траектории. Действие поперечной силы усугубляется обычным расположением импульсного двигателя в хвосте ракеты, на значительном расстоянии от центра тяжести. Следует отметить, что надежность такого устройства существенно снижается при использовании высококалорийных порохов, которые при резком сбросе давления не гаснут. Задачей настоящего изобретения является гашение остатков "щеточного" порохового заряда с обеспечением необходимого быстродействия процесса гашения. Указанная задача решается тем, что в импульсном РДТТ, содержащем камеру с передним дном, многосопловым блоком и "щеточным" пороховым зарядом, между соплами установлено устройство для гашения, которое содержит камеру с охлаждающей жидкостью, поршень и газовый ресивер. При этом выходное отверстие камеры с жидкостью ориентировано в центральную часть переднего дна камеры РДТТ и перекрыто мембраной, а заборное отверстие газового ресивера выполнено над выходным сечением сопел, ориентировано в сторону ближайшего сопла и перекрыто обратным клапаном. При работе двигателя продукты сгорания порохового заряда через обратный клапан попадают в газовый ресивер. После окончания работы двигателя давление в камере падает до атмосферного. Под действием давления в ресивере перемещается поршень в камере с жидкостью, вытесняя ее в камеру РДТТ на остатки порохового заряда. Происходит охлаждение камеры и возможных очагов воспламенения пороховых остатков. Для увеличения угла распыла охлаждающей жидкости у выходного отверстия в камере с жидкостью при необходимости может быть установлен завихритель. На фиг. 1 представлен общий вид предлагаемого двигателя в разрезе. Двигатель включает камеру 1 с восьмисопловым блоком 2 и "щеточным" пороховым зарядом 3, вклеенным в переднее дно камеры 4. Между соплами блока 2 установлена камера гашения 5 (фиг.2). Камера гашения (фиг.3, 4, 5) заполнена охлаждающей жидкостью 6, отделенной от газового ресивера 7 поршнем 8. Выходное отверстие 9 камеры гашения перекрыто наружной мембраной 10. Перед отверстием 9 в камере установлен завихритель 11. Во входном отверстии газового ресивера 7 установлен обратный клапан 12. Работает двигатель следующим образом. При зажжении заряда 3 продукты сгорания его истекают через сопла блока 2. Часть газов через обратный клапан 12 попадает в газовый ресивер 7, воздействуя на поршень 8. Пока есть давление в камере двигателя, оно удерживается наружной мембраной 10. После окончания работы двигателя давление в камере 1 падает, и под действием давления в ресивере 7 поршень 8 перемещается, выдавливая мембрану 10 и вытесняя жидкость 6 через отверстие 9 в камеру двигателя 1. Перед выходом через отверстие 9 жидкость закручивается, проходя через завихритель 11. Попадая на стенки камеры и остатки заряда, жидкость охлаждает их, препятствуя повторному воспламенению остатков заряда. Таким образом, установка на сопловом блоке РДТТ камеры гашения с охлаждающей жидкостью и системой вытеснения, работающей от продуктов сгорания порогового заряда РДТТ, обеспечивает автоматическое гашение остатков порохового заряда сразу же после окончания работы двигателя, исключая факел догорания. Экспериментальная проверка предлагаемого двигателя проводилась с использованием воды в качестве охлаждающей жидкости при времени работы двигателя ~ 30 мс. Масса воды подбиралась экспериментально из расчета ~0,1 г воды на 1 см2 горящей поверхности пороховых остатков. Испытания двигателя показали отсутствие факела догорания. Источники информации 1. Патент 3234878, 1966 г., США. 2. Патент 2133370, 1999 г., Россия, МПК7 F 02 K 9/10. 3. Патент 2137111, 1971 г., ФРГ, МКИ F 02 K 9/04.

Формула изобретения

1. Импульсный РДТТ, содержащий камеру с передним дном, многосопловым блоком и "щеточным" пороховым зарядом и устройство для гашения остатков порохового заряда, отличающийся тем, что в нем устройство для гашения установлено между соплами многосоплового блока и содержит камеру гашения с охлаждающей жидкостью, поршень и газовый ресивер, при этом выходное отверстие камеры с жидкостью ориентировано в центральную часть переднего дна камеры РДТТ и перекрыто мембраной, а заборное отверстие газового ресивера выполнено над выходным сечением сопел, ориентировано в сторону ближайшего сопла и перекрыто обратным клапаном. 2. Импульсный РДТТ по п. 1, отличающийся тем, что у выходного отверстия в камере с жидкостью установлен завихритель.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

www.findpatent.ru

Ракетный двигатель

Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя. Другие типы двигателей, пригодные для применения в космосе (например, солнечный парус, космический лифт) пока еще не вышли из стадии теоретической и/или экспериментальной отработки.

Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигатели.

Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (другое название — удельная тяга) — отношение тяги, развиваемой ракетным двигателем, к секундному массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность (Н×с)/кг и на практике обычно сокращается до м/c, то есть размерности скорости. Для идеального ракетного двигателя удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.

Химические ракетные двигатели

Наиболее распространены химические ракетные двигатели, в которых в результате экзотермической химической реакции горючего и окислителя (вместе именуемые топливом) продукты сгорания нагреваются до высоких температур, разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают наружу.

Наиболее просты по конструкции твердотопливные двигатели (РДТТ), в которых горючее и окислитель хранятся в форме твёрдых веществ, а топливный бак одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливные двигатели удобны в эксплуатации и хранении, но менее эффективны, чем жидкостные. Удельный импульс твердотопливных двигателей — 2—3 км/с.

В жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) горючее и окислитель пребывают в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания с помощью насосов. Жидкостные ракетные двигатели обеспечивают возможность регулирования тяги, в них может быть реализована многократность включения. Удельный импульс достигает 4.5 км/c.

Эффективность современных химических ракетных двигателей близка к теоретическому пределу, определяемому запасом химической энергии в топливе. Однако, обладая сравнительно невысоким удельным импульсом (в сравнении с электрическими ракетными двигателями), химические ракетные двигатели позволяют развивать большую тягу, что особенно важно при создании средств выведения полезной нагрузки на орбиту или для осуществления межпланетных полетов в относительно короткие сроки.

Ядерные ракетные двигатели

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) — двигатель, рабочее тело в котором (например, водород, аммиак и др.) нагревается за счет энергии, выделяющейся при ядерной реакции или радиоактивном распаде. Различают радиоизотопные, ядерные и термоядерные ракетные двигатели.

Ядерные ракетные двигатели позволяют достичь значительно более высокого (по сравнению с химическими ракетными двигателями) значения удельного импульса благодаря большой скорости истечения рабочего тела (от 8 000 м/с до 50 км/с и более). Вместе с тем, тяга ЯРД может быть сравнима с тягой химических ракетных двигателей, что создает предпосылки для замены в будущем химических ракетных двигателей ядерными.

Основной проблемой при использовании ЯРД является радиоактивное загрязнение окружающей среды, что не позволяет использовать ЯРД (кроме, возможно, газофазных — см. ниже), на первых двух ступенях ракет-носителей.

ЯРД разделяются на твёрдо- и газофазные. В твёрдофазных ЯРД делящееся вещество, как и в обычных ядерных реакторах, размещено в сборках-стержнях с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать (лучистой энергией в данном случае можно пренебречь) газообразное рабочее тело (обычно — водород), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки. Температура РТ ограничена максимальной допустимой температурой элементов конструкции (не более 3 000 °К), что ограничивает скорость истечения.

В газофазных ЯРД делящееся вещество, также как и РТ, находится в газообразном состоянии и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем. При этом существует небольшая утечка делящегося вещества во внешнюю среду. РТ (водород) содержит частицы углерода, поскольку нагревается за счёт поглощения лучистой энергии. Элементы конструкции в ЯРД этого типа не являются сдерживающим фактором, поэтому скорость истечения РТ может превышать 30 000 м/с при значительном расходе. Считается, что газофазные ЯРД могут быть использованы в качестве двигателей первой ступени, несмотря на утечку делящегося вещества.

На настоящий момент ядерные ракетные двигатели с делящимся веществом в твердой фазе находятся на стадии экспериментальной отработки. В Советском Союзе и в США такие ЯРД активно испытывались в 70-х годах XX века. Реактор «Nerva» был готов к использованию в качестве двигателя третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн V», однако лунную программу к этому времени закрыли, а других задач для этих РН не было.

Газофазные ЯРД в настоящий момент находятся на стадии теоретической отработки, однако и в СССР, и в США проводились также и экспериментальные исследования. Ожидается, что новый толчок к работам над газофазными двигателями дадут результаты эксперимента «Плазменный кристалл», проводившегося на орбитальных космических станциях «МИР» и МКС.

Электрические ракетные двигатели

В электрических ракетных двигателях (ЭРД) в качестве источника энергии для создания тяги используется электрическая энергия. Удельный импульс электрических ракетных двигателей может достигать 10—210 км/с.

В зависимости от способа преобразования электрической энергии в кинетическую энергию реактивной струи, различают электротермические ракетные двигатели, электростатические (ионные) ракетные двигатели и электромагнитные ракетные двигатели.

К особенностям (обычно считаемых недостатками) электрических ракетных двигателях относят низкую тягу (не превышающую единиц Ньютона для самых мощных из электрических ракетных двигателей) и неспособность работы в условиях атмосферы при высотах менее 100 км. Все это сужает область применения электрических ракетных двигателей.

В настоящий момент электрические ракетные двигатели применяются в качестве маршевых двигателей и двигателей ориентации на автоматических космических летательных аппаратах. Благодаря высокому удельному импульсу (скорости истечения) расход рабочего тела (РТ) небольшой, что позволяет обеспечить длительный срок активного существования КА.

mediaknowledge.ru

Импульсный детонационный ракетный двигатель | Банк патентов

Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода детонационного топлива, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией детонационного топлива и тяговое осесимметричное сопло и устройство запирания. Тяговое осесимметричное сопло установлено на выходе камеры сгорания и содержит канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации. Устройство запирания выполнено в виде роторного клапана, расположенного в критическом сечении сопла и выполненного в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси. В направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела. Ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости. Двигатель также содержит лазерную систему импульсного зажигания лазерной искрой, возбуждаемой в камере сгорания, командный датчик синхронной подачи импульса зажигания и запирания выхода камеры сгорания роторным клапаном, один выход которого соединен с лазерной системой, а другой связан с приводом роторного клапана. Изобретение позволяет увеличить стабильность работы двигателя, расширить диапазон его рабочих режимов, уменьшить вибрационные нагрузи. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному детонационному ракетному двигателю.

Известны импульсные реактивные двигатели для создания управляющих моментов небольшой длительности (Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. / Н.М.Беляев, Н.П.Белик, Е.И.Уваров. - М., Машиностроение, 1979 - 232 с.). Эти устройства (Фиг.1) включают камеру сгорания в виде детонационной трубы, импульсное воспламенительное устройство топливной смеси, размещенное в камере сгорания, газодинамическое осесимметричное тяговое сопло для создания направленного импульса тяги, расположенное на выходе камеры сгорания.

Известно что увеличение эффективности рабочего процесса в указанных двигателях может быть достигнуто путем перехода от дефлаграционного режима горения к детонационному режиму, когда тепловые процессы в камере сгорания проистекают взрывным образом.

При этом энергия, выделяющаяся при детонационном горении, будет больше, чем при дефлаграционном горении за счет более высокой температуры образующихся продуктов сгорания по сравнению с обычным дефлаграционным горением. (См., например, Фролов С.М. Перспективы использования детонационного сжигания топлива в энергетике и на транспорте. // Тяжелое машиностроение. - 2003. №9 - С.18.)

Тяга в импульсных детонационных двигателях (см. Фиг.1) создается в результате воздействия продуктов сгорания на торцевую стенку высоким давлением за детонационной волной, которая может опосредованно инициироваться объемным микровзрывом в камере сгорания, заполненной горючей смесью.

Известны пульсирующие детонационные двигатели двух типов: воздушно-реактивные с потреблением атмосферного кислорода (импульсные детонационные воздушно-реактивные двигатели) и ракетные (импульсные детонационные ракетные двигатели). Режим работы микродвигателей в системе стабилизации и ориентации характеризуется временем одиночного импульса создания тяги и частотой следования импульсов включения двигателя, которая может составлять от одного импульса в секунду до одного импульса за несколько минут или часов. Для эффективной работы импульсного детонационного ракетного двигателя необходимо обеспечить высокую частоту повторения инициирования детонационной волны (порядка 100-200 Гц). При использовании импульсного детонационного ракетного двигателя в системе ориентации система управления должна обеспечивать условия периодического, кратковременного запирания тракта двигателя от внешней среды в момент наполнения свежей горючей смесью камеры сгорания после прохождения детонационной волны.

Известен импульсный детонационный двигатель (Патент США №6,505,462 опубл. 2003 г.) с роторным клапаном, расположенным в детонационной трубе между компрессором и камерой сгорания. В качестве источника воспламенения в камере сгорания используется свеча зажигания. Клапан имеет вращаемый сердечник, который полностью перекрывает сечение детонационной трубы.

Поступление топлива в камеру сгорания осуществляется по отдельным каналам в сердечнике клапана. При вращении сердечника клапана относительно оси трубы и совпадении каналов сердечника с дренажными отверстиями в торцевой стенке камеры топливная смесь периодически, порционно поступает в камеру сгорания через дренажные отверстия в виде отдельных не перемешанных между собой струй топливной смеси по всему сечению детонационной трубы, что создает неравномерность распределения топливной смеси по объему камеры сгорания, препятствует эффективной детонации и уменьшает тяговый импульс двигателя.

Кроме того, данный известный детонационный двигатель является импульсным детонационным воздушно-реактивным двигателем с потреблением атмосферного кислорода. Наиболее близким техническим решением является импульсный детонационный ракетный двигатель (Патент РФ №2026502, опубл. 09.01.1995 г.), содержащий камеру сгорания, в которую порционно с помощью пневмоклапанов и рычагов возвратно-поступательного движения подают компоненты топливной смеси, а выхлопной канал на выходе камеры в момент ее заполнения топливом и поджига от свечи зажигания герметично перекрывают гибкой лентой с помощью поперечной прижимной планки к выхлопному каналу камеры сгорания при обеспечении герметичного поступательного перемещения ленты по прижимной планке с помощью барабанов и пружин различной жесткости.

Недостатком данного устройства является использование в процессе работы двигателя расходного материала в виде гибкой ленты, перемещаемой по прижимной планке. В результате работы двигателя в детонационном режиме лента разрушается и требует периодической замены в процессе эксплуатации, что приводит к общей неравномерности работы двигателя и ухудшает экономические и эксплуатационные характеристики всей реактивной системы ориентации и управления в целом. Кроме того, применение в системах управления рабочим процессом двигателя механизмов, основанных на возвратно-поступательном движении рычагов и штоков, сопровождается повышенной вибрацией всей конструкции двигателя, что вызывает в свою очередь преждевременную изнашиваемость отдельных узлов и нестабильность работы детонационного двигателя в целом. Работа импульсных клапанов вызывает повышенный уровень вибраций, особенно в основных газопроводных магистралях с наибольшим проходным сечением.

В основу изобретения положена задача повышения эксплуатационных характеристик импульсного детонационного ракетного двигателя.

Техническим результатом является повышение стабильности работы и расширение диапазона рабочих режимов работы двигателя.

Другим техническим результатом является уменьшение вибрационных нагрузок и повышение стабильности работы импульсного детонационного ракетного двигателя за счет минимизации количества импульсных клапанов.

Поставленная задача решается тем, что импульсный детонационный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода горючей смеси, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией горючей смеси, согласно изобретению дополнительно содержит тяговое осесимметричное сопло, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации, и устройство запирания в виде роторного клапана, причем клапан расположен в критическом сечении сопла и выполнен в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси, а 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, и лазерную систему импульсного зажигания лазерной искрой, возбуждаемой в камере сгорания, командный датчик синхронной подачи импульса зажигания и запирания выхода камеры сгорания роторным клапаном, один выход которого соединен с лазерной системой, а другой связан с приводом роторного клапана.

Лазерная система импульсного зажигания должна содержать лазер, связанный с линзой, установленной в стенке камеры сгорания, и блок импульсного включения лазера, вход которого связан с командным датчиком, а выход соединен с лазером.

Привод цилиндрического тела роторного клапана может быть выполнен в виде ременной или червячной передачи.

Целесообразно чтобы импульсный детонационный ракетный двигатель был бы снабжен емкостью с предварительно перемешанной рабочей смесью детонационного топлива, выход которой через обратный клапан был соединен трубопроводом с входом в камеру сгорания.

Суть изобретения основана на организации циклической или периодической детонации смесей горючего с окислителем. Известно, - Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. Из-во «Наука» М., 1976, 888 с.-, что направленный импульс тяги эффективно можно реализовать с помощью струи, истекающей через сопловое устройство типа сопла Лаваля, которое содержит дозвуковую часть, представляющую сужающийся канал в направлении течения, и сверхзвуковую часть - быстро расширяющийся канал, например, конической формы, от некоторого минимального сечения, которое называется критическим сечением.

Сопло со стороны дозвуковой части имеет неподвижную глухую заднюю стенку, взаимодействие с которой струи сопла создает тягу и соответствующий импульс. Задняя стенка является одновременно элементом конструкции камеры сгорания двигателя.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и фиг.1 и фиг.2, где представлена принципиальная схема импульсного детонационного ракетного двигателя, согласно изобретению, с роторным клапаном в открытом положении (фиг.1) и дополнительно показан тот же роторный клапан в закрытом положении (фиг.2).

Импульсный детонационный ракетный двигатель, согласно изобретению, содержит емкость 17 с предварительно перемешанной рабочей горючей смесью топлива, камеру сгорания 2 с задней стенкой 1, соединенную трубопроводом 19 с емкостью 17 через обратный клапан 18 одностороннего движения топливной смеси в камеру сгорания 2. Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит также тяговое осесимметричное сопло 12, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля 12 (сужающийся 10 и быстро расширяющийся канал 11 в направлении истечения продуктов детонации) и устройство запирания в виде роторного клапана 9, причем клапан расположен в критическом сечении сопла 12 и выполнен с возможностью переключения расхода продуктов детонации через тяговое сопло. Для переключения роторный клапан 9 снабжен шкивом 13.

Кроме того, импульсный детонационный ракетный двигатель, согласно изобретению, содержит лазерную систему зажигания топливной смеси с лазерной искрой 3, возбуждаемой в камере сгорания 2. Применение лазерной искры позволяет наиболее эффективно возбуждать детонацию в камере двигателя за счет более высокой мощности излучения в лазерной искре по сравнению с действием традиционной свечи зажигания. Искровая лазерная система зажигания включает лазер, в частности твердотельный импульсно-периодический лазер Nd-Yag, например, компании Quantronics. Детонация горючей смеси в компактной камере сгорания может быть осуществима в метановоздушных горючих смесях с помощью современной лазерной техники, проверенной экспериментально (см., например, Тrаn X.PHUOC and FREDRICK P.WHITE. Laser-Induced Spark Ignition of Ch5/Air Mixtures. // Combustion and Flame. November 1999, volume 119, Number 3). Лазер 5 связан с фокусирующей линзой 6, размещенной в боковой стенке камеры сгорания 2, блок 4 импульсного включения лазера соединен с лазером 5, командный датчик 19 соединен с электродвигателем 14 и с блоком 4 для включения лазера синхронно с угловым положением привода роторного клапана 9 при его вращении шаговым электродвигателем 14. Роторный клапан выполнен в виде цилиндрического тела 9 с осью вращения 16, проходящей через критическое сечение тягового сопла 12 и перпендикулярно его оси 20, при этом в направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал 21, 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. Привод вращения цилиндрического тела 9 связан с командным датчиком 15 углового поворота роторного переключателя и синхронизован со временем включения импульсного лазера 5 блоком 4.

На фиг.1 сквозной канал 21 совпадает с контуром тягового сопла и сопло открыто; в положении фиг.2 тяговое сопло закрыто.

Импульсный детонационный ракетный двигатель согласно изобретению работает следующим образом. Рассмотрим в начале принцип работы двигателя в режиме одиночных импульсов. После прохождения детонационной волны и выброса продуктов сгорания через тяговое сопло создается единичный импульс тяги. После выброса продуктов сгорания роторный переключатель 9 приводится в закрытое положение, тяговое сопло запирается. Так как после прохождения детонационной волны сжатия следует волна разрежения, в камере сгорания создается разрежение, и свежая порция топливной смеси из емкости 17 по трубопроводу 19 через клапан 18 поступает в камеру сгорания 2, заполняя ее. Далее следует импульс включения лазера, возникает лазерная искра, которая инициирует детонационное сжигание очередной порции топливной смеси в камере сгорания. С помощью командного датчика 15 открывается роторный переключатель. Возникающая детонационная волна выбрасывает продукты горения, через тяговое сопло, создавая второй единичный импульс. Далее процесс может возобновляться периодически в автоматическом режиме с периодом, равным времени между положениями роторного переключателя «открыто» - «закрыто».

Предлагаемое устройство позволяет 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 импульсного лазера. В этом случае роторное устройство необходимо установить в положение «открыто», а работу лазера перевести в режим непрерывной импульсной модуляции с частотой следования импульсов порядка 100-200 Гц. При этом алгоритм детонационного процесса, как нетрудно понять, остается аналогичным описанному выше.

Изобретение может быть использовано при конструировании реактивных систем летательных аппаратов, включая космические.

Формула изобретения

1. Импульсный детонационный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода детонационного топлива, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией детонационного топлива, отличающийся тем, что дополнительно содержит тяговое осесимметричное сопло, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации, и устройство запирания в виде роторного клапана, причем клапан расположен в критическом сечении сопла и выполнен в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси, а 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, и лазерную систему импульсного зажигания лазерной искрой, возбуждаемой в камере сгорания, командный датчик синхронной подачи импульса зажигания и запирания выхода камеры сгорания, роторным клапаном, один выход которого соединен с лазерной системой, а другой связан с приводом роторного клапана.

2. Импульсный детонационный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что лазерная система импульсного зажигания содержит лазер, связанный с линзой, установленной в стенке камеры сгорания, и блок импульсного включения лазера, вход которого связан с командным датчиком, а выход соединен с лазером.

3. Импульсный детонационный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что привод цилиндрического тела роторного клапана выполнен в виде ременной или червячной передачи.

4. Импульсный детонационный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что снабжен емкостью с предварительно перемешанной рабочей горючей смесью топлива, выход которой через обратный клапан соединен трубопроводом с входом камеры сгорания.

bankpatentov.ru