Комбинированный ракетный двигатель. Комбинированные ракетные двигатели


2. РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ. Комбинированные двигатели для больших высот и скоростей полета

Похожие главы из других работ:

Автоматизированный электропривод центрифуги

3. Двигатели, применяемые в электроприводе

Двигатели, применяемые в электроприводе разделяются на две группы: двигатели, предназначенные для привода механизмов длительного режима работы с неизменной (мало меняющейся) нагрузкой; двигатели, работающие в динамических режимах...

Анализ эффективности работы двигателя внутреннего сгорания

2.3 Двухтактные двигатели

ДВС, в которых рабочий цикл совершается за два хода поршня (один оборот коленчатого вала), называется двухтактными. В двухтактном двигателе отсутствуют клапаны...

Анализ эффективности работы двигателя внутреннего сгорания

4. ДИЗЕЛЬНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

...

Асинхронные двигатели в системах электропривода

1 Асинхронные двигатели в системах электропривода

...

Испытания пиротехнических средств ракетно-космической техники на исправность

Глава 1. Анализ существующих технологических подходов к испытанию пироустройств на исправность для изделий ракетно-космической техники

В этом разделе кратко описаны основные наиболее важные источники информации, к которым приходилось обращаться во время написания выпускной квалификационной работы. Во-первых...

Испытания пиротехнических средств ракетно-космической техники на исправность

Глава 2. Методика диагностики пироустройств изделий ракетно-космической техники

...

История паровой машины

2. Газовые тепловые двигатели

В 1816 г. пастор Роберт Стирлинг получил патент на "машину, которая производит движущую силу посредством нагретого воздуха". В 1827 г. и 1840 гг. он получил еще два патента на усовершенствованные варианты свой машины. Р...

Контроллер шагового двигателя

· двигатели с переменным магнитным сопротивлением

· двигатели с постоянными магнитами · гибридные двигатели Определить тип двигателя можно даже на ощупь: при вращении вала обесточенного двигателя с постоянными магнитами (или гибридного) чувствуется переменное сопротивление вращению...

Контроллер шагового двигателя

1.2.1 Двигатели с переменным магнитным сопротивлением

Шаговые двигатели с переменным магнитным сопротивлением имеют несколько полюсов на статоре и ротор зубчатой формы из магнитомягкого материала (рис.1.2). Намагниченность ротора отсутствует. Для простоты на рисунке ротор имеет 4 зубца...

Контроллер шагового двигателя

1.2.2 Двигатели с постоянными магнитами

Двигатели с постоянными магнитами состоят из статора, который имеет обмотки, и ротора, содержащего постоянные магниты (рис.1.3). Чередующиеся полюса ротора имеют прямолинейную форму и расположены параллельно оси двигателя...

Контроллер шагового двигателя

1.2.3 Гибридные двигатели

Гибридные двигатели являются более дорогими, чем двигатели с постоянными магнитами, зато они обеспечивают меньшую величину шага, больший момент и большую скорость...

Контроллер шагового двигателя

1.2.4 Биполярные и униполярные шаговые двигатели

В зависимости от конфигурации обмоток двигатели делятся на биполярные и униполярные. Биполярный двигатель имеет одну обмотку в каждой фазе, которая для изменения направления магнитного поля должна переполюсовывается драйвером...

Проект привода от электродвигателя к машине прессования кормов

3. Двигатели закрытые, обдуваемые

d=38 l=80 l3=276 d1=12 h2=132 h=8 l1=140 l4=480 d2=350 h3=350 b=10 l2=216 l5=80...

Разработка электромеханического привода подач прямолинейного движения с разомкнутой системой ЧПУ

2.2 Двигатели приводов подач станков с ЧПУ

Для разомкнутых систем ЧПУ применяют электрические шаговые двигатели. Устройство шагового двигателя приведено на рис. 2.3. Рис. 2.3 Электрический шаговый двигатель Статор 1 и ротор 2 шагового двигателя состоит из 3 секций полюсов - I, II, III...

Расчет деталей подъемника

1.4. Двигатели промысловых подъемников

В современных промысловых подъемниках используют двигатели тракторов, на которых они смонтированы, а также автомобильные двигатели в случае установки подъемника на автомашине...

prod.bobrodobro.ru

Комбинированный ракетный двигатель

 

Изобретение может быть использовано для разработки комбинированных ракетных двигателей. Цель изобретения состоит в повышении энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов неполного сгорания с изменяющимся расходом воздуха от изменения скорости набегающего воздушного потока при уменьшении величины крутящего момента на приводе. Одновременно с запуском двигателя 10 из емкости 5 подается горючее на вход газовода 12, образующийся поток с избытком продуктов неполного сгорания поступает в камеру дожигания 3 прямоточного воздушно-реативного двигателя 1, где они смешиваются с поступающим через воздухозаборник 2 воздухом. Интенсификации смешения и повышению степени полноты сгорания в камере дожигания 3 способствуют наличие вращающегося газовода 12 с эллиптическим выходным сечением раструба и сквозных окон, выполненных на боковой поверхности раструба, которые обеспечивают разворот части высокотемпературного потока и турбулизацию воздушного потока. При истечении струи из окна, ветви которого замыкаются на периметре выходного сечения основоного потока газоводов, появляется тангенциальная составляющая, которая обеспечивает уменьшение величины крутящего момента вплоть до нуля, передаваемого от привода вращения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при разработке двигателей маневренных разгоняющих устройств, а именно комбинированных ракетных двигателей. Цель изобретения повышение энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов неполного сгорания с изменяющимися расходом воздуха от изменения скорости набегающего воздушного потока, при уменьшении величины крутящего момента на приводе. Комбинированный ракетный двигатель схематически изображен на фиг.1; на фиг.2 схема газовода; на фиг.3 вид А на выходное сечение раструба газовода. Комбинированный ракетный двигатель, содержащий прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 с воздухозаборником 2 и камерой дожигания 3, соплом 4, емкость 5 с жидким горючим, в которой расположена разделительная мембрана 6, газогенератор наддува, сообщенный с емкостью 5, форсуночное устройство 8, сообщенное с емкостью 5 через запорные и регулирующие устройства 9 и с камерой дожигания 3, ракетный двигатель 10 с размещенным в нем зарядом твердого топлива 11 сообщен с камерой дожигания 3 через газоводы 12, выполненные в виде сопел Лаваля с выходным сечением раструба 13 эллиптической формы, на боковой поверхности которого образованы равномерно в окружном направлении сквозные окна 14, ветви которых замкнуты на периметре среза сопла, причем одна из ветвей 15 окон 14 расположена вдоль наиболее удаленной от продольной оси раструба образующей его поверхности, привод вращения 16, соединен с газоводами 12. Работает комбинированный ракетный двигатель следующим образом. Осуществляется запуск двигателя 10 с зарядом твердого топлива 11. Одновременно из емкости 5 с горючим обеспечивается подача горючего через форсуночное устройство 8 на вход газовода 12, по которому движется высокотемпературный поток продуктов сгорания двигателя 10. Закрученный жидкостный поток от вращения газовода 12 прижимается як внутренней поверхности газовода 12, создавая жидкостную пленку, при этом горючее прогревается и испаряется, образуя поток с избытком продуктов неполного сгорания на периферии. Продукты неполного сгорания поступают в камеру дожигания 3 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1, где они смешиваются с поступающим через воздухозаборник 2 воздухом. Для смешения двух сверхзвуковых потоков организуют вращение газовода с эллиптическим выходным сечением раструба 13, что способствует интенсивной турбулизации в локальных зонах и взаимодействию воздушного потока и распадающегося от вращения тонкого слоя обогащенных горючим продуктов сгорания, что и приводит к повышению степени полноты сгорания в камере дожигания 3. Наличие окон 14 обеспечивает разворот части высокотемпературного потока газовода 12, которая турбулизирует воздушный поток, повышая полноту дожигания продуктов неполного сгорания, усиливающуюся перемещением струйки из окна 14 при вращении вокруг продольной оси газовода 12. При истечении струй из окна 14, ветви которого замыкаются на периметре выходного сечения основного потока газоводов при эллиптическом профиле выходной части появляется тангенциальная составляющая, которая обеспечивает уменьшение величины крутящего момента вплоть до нуля, передаваемого от привода вращения 16.

Формула изобретения

1. КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий прямоточный воздушно-реактивный двигатель с камерой дожигания и воздухозаборником, ракетный двигатель твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами в виде сопла Лаваля, снабженными приводами их вращения, систему подачи жидкого горючего, форсуночное устройство, устройство регулирования расхода топлива, отличающийся тем, что, с целью повышения энергетических характеристик за счет интенсификации смещения продуктов неполного сгорания с изменяющимся расходом воздуха от изменения скорости набегающего воздушного потока при уменьшении величины крутящего момента на приводе, в нем выходное сечение раструба газовода выполнено эллиптической формы, а на боковой поверхности раструба газовода равномерно в окружном направлении образованы сквозные окна, ветви которых замкнуты на периметре среза сопла, причем одна из ветвей окон расположена вдоль наиболее удаленной от продольной оси раструба образующей его поверхности. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в нем раструб имеет на входе круглый профиль.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Номер и год публикации бюллетеня: 10-2002

Извещение опубликовано: 10.04.2002        

www.findpatent.ru

Комбинированный ракетный двигатель

 

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при разработке маневренных разгоняющих устройств. Цель изобретения - повышение энергетических характеристик двигателя. Двигатель состоит из прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1 с камерой 4 дожигания и ракетного двигателя 2, камеры 14 сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, выполненными в виде сверхзвуковых сопл Леваля с наклонными выходными сечениями. Точка пересечения оси сечения с минимальной образующей профиля раструба сопла размещена в плоскости входа камеры 4 дожигания. Газоводы выполнены с возможностью поворота вокруг продольной оси. Устройство регулирования расхода продуктов сгорания выполнено в виде форсуночного устройства. При работе двигателя продукты сгорания реактивного двигателя 2 поступают по газоводам в камеру дожигания прямоточного воздушно-реактивного двигателя и за счет наклона выходного сечения сопла отклоняются в сторону воздушного потока, чем обеспечивается хорошее смешение химически реагирующих потоков. Осевое вращение газовода интенсифицирует смешение, что приводит к повышению полноты сгорания топлива. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при разработке двигателей маневренных разгоняющих устройств. Известен комбинированный ракетный двигатель, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами. Известен также комбинированный ракетный двигатель, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания. Указанные комбинированные ракетные двигатели не обеспечивают оптимальных энергетических характеристик из-за неэффективности смешения продуктов неполного сгорания (обогащенных горючим) с изменяющимся воздушным потоком, вызванного трудностями управления их взаимодействия. Цель изобретения - повышение энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя при изменении расхода воздуха, обусловленного изменением скорости набегающего потока. Это достигается тем, что в двигателе, состоящем из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания, каждый из газоводов выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным выходным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в плоскости входа камеры дожигания. Кроме того, газовод снабжен приводом вращения. Устройство регулирования расхода продуктов сгорания выполнено в виде размещенного на входе газовода форсуночного устройства, сообщенного системой подачи с источником жидкого топлива. Повышение энергетических характеристик осуществляется за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя. Интенсивность смешения обеспечивается увеличением поверхности взаимодействия потоков путем создания эллипсообразных конических поверхностей нескольких высокоэнергетических потоков и обтекания каждого из них под углом воздушным потоком в камере дожигания. При этом взаимодействии реализуется развитая крупномасштабная турбулентность. Она создается при выполнении газоводов в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным к продольной оси выходным сечением и способствует повышению энергетических характеристик в области умеренных сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока. В области больших сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока при наличии большей доли продуктов неполного сгорания в рецептуре твердого топлива повышение энергетических характеристик осуществляется за счет интенсификации смешения и достигается вращением вокруг продольной оси каждого из газоводов в одном и том же направлении с частотой их вращения, определяемой из условия времени пролета и взаимодействия частиц воздуха с частицами продуктов сгорания в пределах камеры дожигания. Увеличению степени интенсификации смешения и ускорения процесса дожигания способствует не только взаимодействие распадающихся от вращения газоводов струй продуктов неполного сгорания с воздушным потоком, но и столкновение их между собой, достигаемое вращением одной группы газоводов в одном направлении, а другой группы газоводов - в противоположном направлении. Повышение степени интенсификации смешения и ускорения процесса дожигания увеличенной доли продуктов неполного сгорания в области высоких сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока достигается реализацией неоднородности поля концентраций в поперечном сечении высокотемпературного потока, движущегося в газоводе, путем создания избыточной концентрации продуктов неполного сгорания в пристеночной зоне газоводов. Неоднородность поля концентраций осуществляется размещением на входе вращающегося газовода форсуночного устройства для жидкого горючего, которое в дозвуковой части газовода испаряется, образуя тонкий слой избыточной концентрации газообразного горючего по периферии высокотемпературного потока продуктов полного сгорания перед его взаимодействием с воздушным потоком. На фиг. 1 представлена схема комбинированного ракетного двигателя; на фиг. 2 - конструктивная схема вращающегося турбулизатора и устройства, реализующего неоднородность поля концентрации в поперечном сечении высокотемпературного потока. Комбинированный ракетный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 и ракетный двигатель 2. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 состоит из входного устройства 3, камеры 4 дожигания и выходного устройства 5, расположенных друг за другом по току. Он содержит также емкость 6 с горючим и систему подачи горючего, например, состоящую из газогенератора 7, органов 8 управления, магистралей 9, осуществляющих подачу газа на наддув емкости 6 с горючим, в которой расположена разделительная (эластичная) мембрана 10, магистралей 11, сообщающих емкость 6 с горючим с форсуночными устройствами 12. В магистралях 11 установлены запорные и регулиpующие устройства 13, с помощью которых осуществляется изменение подачи горючего в камеру дожигания. Ракетный двигатель 2 содержит камеру 14 сгорания, в которой размещен заряд твердого топлива, например, обогащенный горючим. Выходное устройство ракетного двигателя 2 содержит, например, четыре газовода 15, выполненных в виде сопла Лаваля с неполным профилем расширяющейся части с одной стороны, т.е. сопла Лаваля с наклонным к продольной оси выходным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в плоскости входа камеры 4. На входе газовода 15 расположено форсуночное устройство 12 в виде кольцевой щели. При этом каждый газовод 15 содержит узел 16 вращения, который обеспечивает вращение вокруг продольной оси, для чего на наружной поверхности расширяющейся части выполнено зубчатое колесо 17, передающее вращение газоводу 15 от автономного источника 18 вращения. Двигатель работает следующим образом. При запуске ракетного двигателя с зарядом твердого топлива, обогащенного гоpючим, продукты неполного сгорания поступают по газоводам 15 в камеру 4 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1, где перемешиваются с поступающим через входное устройство 3 воздухом. Для смещения двух сверхзвуковых химически реагирующих потоков, организуют движение их путем пересечения линий тока. Высокоэнергетический высокотемпературный поток из четырех газоводов 15 разворачивается в сторону неполного профиля расширяющейся части сопла Лаваля, пересекая линии тока воздушного потока соосного каналу газовода 15, при этом образуется крупномасштабная турбулизация двух потоков, что способствует эффективному протеканию химических реакций, реализуя высокую степень полноты сгорания. С увеличением скорости воздушного потока на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 и степени обогащенности горючим рецептуры заряд твердого топлива степень полноты сгорания снижается, поэтому для повышения эффективности смешения осуществляют вращение турбулизатора вокруг своей продольной оси. Туpбулизация усиливается не только за счет пересечения линий тока высокотемпературного потока из камеры 14 сгорания с воздушным потоком, но и при периодическом (в зависимости от угла поворота газоводов 15) взаимодействии высокотемпературных потоков (струй) из камеры 14 сгорания между собой, находясь одновременно в воздушном потоке камеры 4 дожигания, что способствует увеличению эффективности смешения и уменьшению времени для завершения процесса полного сгорания в камере 4. С дальнейшим увеличением сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока время пребывания реагирующих компонентов потоков в камере 4 уменьшается. В этом случае создается неоднородность поля концентрации в поперечном сечении высокотемпературного потока при движении по газоводу 15 путем уменьшения продуктов неполного сгорания в ядре потока и увеличение их на периферии потока. Из емкости 6 с горючим по магистрали 11 подается жидкий компонент (горючее) в форсуночное устройство 12. При вращении газовода 15 жидкий компонент под действием центробежных сил прижимается к внутренней поверхности газовода, взаимодействуя с дозвуковым высокотемпературным потоком, испаряется, образуя тонкий газовый слой по периферии высокотемпературного потока в поперечном сечении, содержащий избыточность горючих компонентов. Длина дозвуковой части газовода 15 выбирается из условия завершения процесса испарения до минимального сечения газовода 15, а величина расхода жидкого компонента регулируется устройством 13 в зависимости от изменения величины и направления вектора скорости набегающего воздушного потока. Взаимодействие воздушного потока с высокотемпературным потоком, имеющим в поперечном сечении неоднородность поля концентраций компонентов горючего, способствует уменьшению времени, потребного для завершения цепного механизма химических превращений в камере 4 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1. Продукты полного сгорания из камеры 4 поступают в выходное устройство 5, где, расширяясь, преобразуют тепловую энергию потоков в кинетическую энергию струи комбинированного ракетного двигателя. Наличие автономного источника 18, передающего вращения газоводу 15 через зубчатое зацепление 17, позволяет реализовать управление вектором тяги пpи большой скорости набегающего воздушного сверхзвукового потока путем изменения частоты вращения газовода 15 или группы газоводов 15, реализуя неоднородное поле давления на внутреннюю поверхность выходного устройства 5 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1, которое является выходным устройством комбинированного ракетного двигателя. Малые отклонения при управлении вектором тяги реализуются изменением расхода жидкого компонента на входе газовода 15. Технико-экономическая эффективность предлагаемого комбинированного ракетного двигателя заключается в повышении значений удельно-импульсных параметров ее по сравнению с известным комбинированным ракетным двигателем.

Формула изобретения

1. КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания, отличающийся тем, что, с целью повышения энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя при изменении расхода воздуха, обусловленным изменением скорости набегающего потока, в нем каждый из газоводов выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным входным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в плоскости входа камеры дожигания. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что газовод снабжен приводом вращения. 3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство регулирования расхода продуктов сгорания выполнено в виде размещенного на входе газовода форсуночного устройства, сообщенного системой подачи с источником жидкого топлива.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Номер и год публикации бюллетеня: 10-2002

Извещение опубликовано: 10.04.2002        

www.findpatent.ru

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель | Банк патентов

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих в атмосферных условиях, и может быть использовано на беспилотных летательных аппаратах различного назначения.

Известен ракетно-прямоточный двигатель, В.Е.Алемасов, «Теория ракетных двигателей», Оборонгиз, 1962, стр.457, фиг.16.8, содержащий воздушный диффузор, ракетный двигатель, устройство впрыска дополнительного горючего, камеру смешения и догорания, выходное сопло. Недостатком этого двигателя является его низкая эффективность в условиях дозвуковых скоростей полета.

Известен турборакетный двигатель, В.Е.Алемасов, «Теория ракетных двигателей», Оборонгиз, 1962, стр.455, фиг.16.6, (прототип), содержащий компрессор, ракетную камеру, работающую на унитарном топливе и используемую как газогенератор для турбины, приводящей компрессор, камеру дожигания затурбинного газа и устройство подачи дополнительного горючего в камеру дожигания.

Указанный двигатель обладает недостатками, заключающимися в том, что последовательное расположение компрессора, газогенератора и турбины приводит к увеличению массы и габаритов двигателя. Данная схема комбинированного воздушно-ракетного двигателя не позволяет управлять вектором тяги, а осевой выхлоп затрудняет использование стартового ускорителя при запуске.

Целью изобретения является улучшение массогабаритных, энергетических и эксплуатационных характеристик комбинированного воздушно-ракетного двигателя, в том числе и для дозвуковых скоростей полета.

Указанная цель достигается тем, что в предлагаемом воздушно-ракетном двигателе, содержащем воздухозаборник, соединенный с компрессором,

газогенератор на унитарном топливе с недостатком окислителя, выход из которого соединен со входом в турбину привода компрессора, камеру дожигания и сопло, рабочие лопатки турбины и компрессора закреплены на общем диске, воздух из компрессора смешивается с затурбинным газом в смесительном устройстве, расположенном на входе в камеру дожигания, сопло состоит из четырех секторов. Установленные на выходе из них газовые рули обеспечивают управление вектором тяги, а отделяемый стартовый ускоритель обеспечивает первоначальную скорость ракеты и связан с корпусом двигателя быстроразъемным соединением.

Расположение рабочих лопаточных венцов компрессора и турбины на общем диске позволяет выполнить турбокомпрессорную часть двигателя более легкой и компактной, а также оптимально использовать объем двигателя для размещения газогенератора и камеры дожигания.

Разделение сопла на четыре сектора и организация выхода потока газа в зону газовых рулей позволяет эффективно управлять вектором тяги, выполнить эти рули в габаритах, не превышающих диаметральные размеры двигателя, что весьма важно, например, в случае запуска из контейнера, а также позволяет осуществить присоединение к корпусу двигателя отделяемого стартового ускорителя.

Включение в состав воздушно-ракетного двигателя отделяемого стартового ускорителя делает возможным запуск ракеты как с носителя (самолета, вертолета), так и из статического положения.

Введение между обечайкой камеры дожигания и внешней стенкой двигателя канала охлаждения (по п.2 формулы изобретения), соединенного на входе с воздухозаборником, а на выходе с соплом, обеспечивает прокачку по нему части воздуха за счет скоростного напора и эжектирующего воздействия выходной струи и, тем самым, уменьшает тепловую нагрузку на конструкцию камеры дожигания.

Для повышения конечной температуры в камере дожигания и, как следствие, увеличения тяги, создаваемой комбинированным воздушно-ракетным

двигателем (по п.3 формулы изобретения), в камеру дожигания подается дополнительное горючее. Использование свободного объема смесительного устройства, расположенного на входе в камеру дожигания, например плохообтекаемого тела, для хранения и подачи дополнительного горючего позволяет улучшить массогабаритные характеристики двигателя.

Для повышения надежности воспламенения газов в камере дожигания в состав комбинированного двигателя (по п.4 формулы изобретения) включено устройство для воспламенения смеси затурбинного газа с воздухом.

Реализация перечисленных совокупных признаков для каждого из вариантов формулы изобретения позволяет значительно улучшить массогабаритные, энергетические и эксплуатационные характеристики комбинированного воздушно-ракетного двигателя по сравнению с прототипом.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 работает следующим образом (см. фиг.1).

Запускается отделяемый стартовый ускоритель 1 и сообщает ракете необходимую начальную скорость, после чего срабатывает быстроразъемное устройство (например пироболты) 9, и происходит отделение стартового ускорителя 1 с одновременным запуском газогенератора 3. Продукты сгорания от газогенератора 3, содержащие горючий газ, поступают на вход в турбину 4, в которой срабатывается часть давления, получаемого в газогенераторе, и происходит раскрутка ротора турбины 4 и компрессора 5. Воздух, забираемый из атмосферы через воздухозаборник 2, поступает в компрессор 5, где сжимается до давления, необходимого для получения заданных параметров в камере дожигания 6. Газ из турбины 4 и воздух из компрессора 5 поступают в смесительное устройство 7, и после образования смеси затурбинного газа с воздухом на входе в камеру дожигания 6 происходит воспламенение смеси под действием температуры. В камере дожигания 6 сгорает горючая составляющая смеси, и повышается температура продуктов сгорания. Из камеры дожигания 6 продукты сгорания попадают в сопло 8, где разгоняются до скорости, необходимой для получения заданной величины тяги.

На пути выхода продуктов сгорания из сопла установлены газовые рули 10, обеспечивающие управление вектором тяги за счет отклонения потока продуктов сгорания за соплом по сигналу от системы управления.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.2 работает так же, как комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 со следующими особенностями (см. фиг.2).

Воздух из воздухозаборника 2 перед компрессором 5 разделяется на два потока. Одна часть воздуха поступает на вход в компрессор 5, а другая его часть поступает в канал охлаждения 11, образованный обечайкой камеры дожигания и внешней стенкой двигателя и соединенный на входе с воздухозаборником 2, а на выходе с соплом 8. Охлаждающий воздух прокачивается через канал охлаждения 11 за счет скоростного напора и эжектирующего действия струи газа, выходящей из сопла 8, и уменьшает тепловую нагрузку на конструкцию камеры дожигания 6.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.3 работает так же, как комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 со следующими особенностями (см. фиг.3).

На выходе из смесительного устройства 7 в смесь затурбинного газа с воздухом из блока хранения и подачи дополнительного горючего 12 через форсунки 13 подается дополнительное горючее, и в камере дожигания происходит сгорание как горючей составляющей, так и дополнительного горючего.

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.4 работает так же, как комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1 со следующими особенностями (см. фиг.4).

После запуска газогенератора 3 для улучшения условий воспламенения в камере дожигания включается устройство воспламенения 14.

bankpatentov.ru

Комбинированный ракетный двигатель — SU 1734442

Формула

1. КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания, отличающийся тем, что, с целью повышения энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя при изменении расхода воздуха, обусловленным изменением скорости набегающего потока, в нем каждый из газоводов выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным входным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в плоскости входа камеры дожигания.2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что газовод снабжен приводом вращения.3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство регулирования расхода продуктов сгорания выполнено в виде размещенного на входе газовода форсуночного устройства, сообщенного системой подачи с источником жидкого топлива.

Описание

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при разработке двигателей маневренных разгоняющих устройств.Известен комбинированный ракетный двигатель, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами.Известен также комбинированный ракетный двигатель, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания.Указанные комбинированные ракетные двигатели не обеспечивают оптимальных энергетических характеристик из-за неэффективности смешения продуктов неполного сгорания (обогащенных горючим) с изменяющимся воздушным потоком, вызванного трудностями управления их взаимодействия.Цель изобретения - повышение энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя при изменении расхода воздуха, обусловленного изменением скорости набегающего потока.Это достигается тем, что в двигателе, состоящем из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания, каждый из газоводов выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным выходным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в плоскости входа камеры дожигания. Кроме того, газовод снабжен приводом вращения. Устройство регулирования расхода продуктов сгорания выполнено в виде размещенного на входе газовода форсуночного устройства, сообщенного системой подачи с источником жидкого топлива.Повышение энергетических характеристик осуществляется за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя. Интенсивность смешения обеспечивается увеличением поверхности взаимодействия потоков путем создания эллипсообразных конических поверхностей нескольких высокоэнергетических потоков и обтекания каждого из них под углом воздушным потоком в камере дожигания. При этом взаимодействии реализуется развитая крупномасштабная турбулентность. Она создается при выполнении газоводов в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным к продольной оси выходным сечением и способствует повышению энергетических характеристик в области умеренных сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока. В области больших сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока при наличии большей доли продуктов неполного сгорания в рецептуре твердого топлива повышение энергетических характеристик осуществляется за счет интенсификации смешения и достигается вращением вокруг продольной оси каждого из газоводов в одном и том же направлении с частотой их вращения, определяемой из условия времени пролета и взаимодействия частиц воздуха с частицами продуктов сгорания в пределах камеры дожигания. Увеличению степени интенсификации смешения и ускорения процесса дожигания способствует не только взаимодействие распадающихся от вращения газоводов струй продуктов неполного сгорания с воздушным потоком, но и столкновение их между собой, достигаемое вращением одной группы газоводов в одном направлении, а другой группы газоводов - в противоположном направлении.Повышение степени интенсификации смешения и ускорения процесса дожигания увеличенной доли продуктов неполного сгорания в области высоких сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока достигается реализацией неоднородности поля концентраций в поперечном сечении высокотемпературного потока, движущегося в газоводе, путем создания избыточной концентрации продуктов неполного сгорания в пристеночной зоне газоводов. Неоднородность поля концентраций осуществляется размещением на входе вращающегося газовода форсуночного устройства для жидкого горючего, которое в дозвуковой части газовода испаряется, образуя тонкий слой избыточной концентрации газообразного горючего по периферии высокотемпературного потока продуктов полного сгорания перед его взаимодействием с воздушным потоком.На фиг. 1 представлена схема комбинированного ракетного двигателя; на фиг. 2 - конструктивная схема вращающегося турбулизатора и устройства, реализующего неоднородность поля концентрации в поперечном сечении высокотемпературного потока.Комбинированный ракетный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 и ракетный двигатель 2. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 состоит из входного устройства 3, камеры 4 дожигания и выходного устройства 5, расположенных друг за другом по току. Он содержит также емкость 6 с горючим и систему подачи горючего, например, состоящую из газогенератора 7, органов 8 управления, магистралей 9, осуществляющих подачу газа на наддув емкости 6 с горючим, в которой расположена разделительная (эластичная) мембрана 10, магистралей 11, сообщающих емкость 6 с горючим с форсуночными устройствами 12. В магистралях 11 установлены запорные и регулиpующие устройства 13, с помощью которых осуществляется изменение подачи горючего в камеру дожигания. Ракетный двигатель 2 содержит камеру 14 сгорания, в которой размещен заряд твердого топлива, например, обогащенный горючим. Выходное устройство ракетного двигателя 2 содержит, например, четыре газовода 15, выполненных в виде сопла Лаваля с неполным профилем расширяющейся части с одной стороны, т.е. сопла Лаваля с наклонным к продольной оси выходным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в плоскости входа камеры 4. На входе газовода 15 расположено форсуночное устройство 12 в виде кольцевой щели. При этом каждый газовод 15 содержит узел 16 вращения, который обеспечивает вращение вокруг продольной оси, для чего на наружной поверхности расширяющейся части выполнено зубчатое колесо 17, передающее вращение газоводу 15 от автономного источника 18 вращения.Двигатель работает следующим образом.При запуске ракетного двигателя с зарядом твердого топлива, обогащенного гоpючим, продукты неполного сгорания поступают по газоводам 15 в камеру 4 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1, где перемешиваются с поступающим через входное устройство 3 воздухом. Для смещения двух сверхзвуковых химически реагирующих потоков, организуют движение их путем пересечения линий тока. Высокоэнергетический высокотемпературный поток из четырех газоводов 15 разворачивается в сторону неполного профиля расширяющейся части сопла Лаваля, пересекая линии тока воздушного потока соосного каналу газовода 15, при этом образуется крупномасштабная турбулизация двух потоков, что способствует эффективному протеканию химических реакций, реализуя высокую степень полноты сгорания. С увеличением скорости воздушного потока на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 и степени обогащенности горючим рецептуры заряд твердого топлива степень полноты сгорания снижается, поэтому для повышения эффективности смешения осуществляют вращение турбулизатора вокруг своей продольной оси. Туpбулизация усиливается не только за счет пересечения линий тока высокотемпературного потока из камеры 14 сгорания с воздушным потоком, но и при периодическом (в зависимости от угла поворота газоводов 15) взаимодействии высокотемпературных потоков (струй) из камеры 14 сгорания между собой, находясь одновременно в воздушном потоке камеры 4 дожигания, что способствует увеличению эффективности смешения и уменьшению времени для завершения процесса полного сгорания в камере 4.С дальнейшим увеличением сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока время пребывания реагирующих компонентов потоков в камере 4 уменьшается. В этом случае создается неоднородность поля концентрации в поперечном сечении высокотемпературного потока при движении по газоводу 15 путем уменьшения продуктов неполного сгорания в ядре потока и увеличение их на периферии потока. Из емкости 6 с горючим по магистрали 11 подается жидкий компонент (горючее) в форсуночное устройство 12. При вращении газовода 15 жидкий компонент под действием центробежных сил прижимается к внутренней поверхности газовода, взаимодействуя с дозвуковым высокотемпературным потоком, испаряется, образуя тонкий газовый слой по периферии высокотемпературного потока в поперечном сечении, содержащий избыточность горючих компонентов. Длина дозвуковой части газовода 15 выбирается из условия завершения процесса испарения до минимального сечения газовода 15, а величина расхода жидкого компонента регулируется устройством 13 в зависимости от изменения величины и направления вектора скорости набегающего воздушного потока. Взаимодействие воздушного потока с высокотемпературным потоком, имеющим в поперечном сечении неоднородность поля концентраций компонентов горючего, способствует уменьшению времени, потребного для завершения цепного механизма химических превращений в камере 4 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1. Продукты полного сгорания из камеры 4 поступают в выходное устройство 5, где, расширяясь, преобразуют тепловую энергию потоков в кинетическую энергию струи комбинированного ракетного двигателя.Наличие автономного источника 18, передающего вращения газоводу 15 через зубчатое зацепление 17, позволяет реализовать управление вектором тяги пpи большой скорости набегающего воздушного сверхзвукового потока путем изменения частоты вращения газовода 15 или группы газоводов 15, реализуя неоднородное поле давления на внутреннюю поверхность выходного устройства 5 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1, которое является выходным устройством комбинированного ракетного двигателя. Малые отклонения при управлении вектором тяги реализуются изменением расхода жидкого компонента на входе газовода 15.Технико-экономическая эффективность предлагаемого комбинированного ракетного двигателя заключается в повышении значений удельно-импульсных параметров ее по сравнению с известным комбинированным ракетным двигателем.Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при разработке маневренных разгоняющих устройств. Цель изобретения - повышение энергетических характеристик двигателя. Двигатель состоит из прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1 с камерой 4 дожигания и ракетного двигателя 2, камеры 14 сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, выполненными в виде сверхзвуковых сопл Леваля с наклонными выходными сечениями. Точка пересечения оси сечения с минимальной образующей профиля раструба сопла размещена в плоскости входа камеры 4 дожигания. Газоводы выполнены с возможностью поворота вокруг продольной оси. Устройство регулирования расхода продуктов сгорания выполнено в виде форсуночного устройства. При работе двигателя продукты сгорания реактивного двигателя 2 поступают по газоводам в камеру дожигания прямоточного воздушно-реактивного двигателя и за счет наклона выходного сечения сопла отклоняются в сторону воздушного потока, чем обеспечивается хорошее смешение химически реагирующих потоков. Осевое вращение газовода интенсифицирует смешение, что приводит к повышению полноты сгорания топлива. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Рисунки

Заявка

4781462/23, 15.01.1990

Казанский авиационный институт им. А. Н. Туполева

Глебов Г. А, Демидов Г. В, Осипов Э. С

МПК / Метки

МПК: F02K 7/18

Метки: двигатель, ракетный, комбинированный

Опубликовано: 27.01.1995

Код ссылки

<a href="http://patents.su/0-1734442-kombinirovannyjj-raketnyjj-dvigatel.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентов СССР">Комбинированный ракетный двигатель</a>

patents.su

Комбинированный ракетно-прямоточный двигатель | Банк патентов

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Техническая задача изобретения заключается в расширении диапазона применения двигателя и обеспечении безударного снятия стартовика с упоров. Ракетно-прямоточный двигатель содержит маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой в двух кольцевых поясах с узлами радиальной фиксации размещен стартовый двигатель, причем один из кольцевых поясов снабжен узлами осевой фиксации. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Известен комбинированный ракетно-прямоточный двигатель, в камере сгорания маршевого двигателя которого размещен стартовый двигатель твердого топлива. После срабатывания стартового двигателя подрываются пиросредства и часть его корпуса выбрасывается через сопло ракетно-прямоточного двигателя, открывая окна подвода воздуха в камеру сгорания маршевого двигателя. Недостатком такого двигателя могут являться отказы в системе подрыва пиросредств отделения стартового двигателя. Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому эффекту является комбинированный ракетно-прямоточный двигатель, содержащий маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой в двух кольцевых поясах с узлами радиальной фиксации размещен стартовый двигатель, причем один из кольцевых поясов снабжен узлами осевой фиксации в виде срезных пальцев. Недостатком известного решения является то, что оно не обеспечивает безударного снятия стартовика с упоров и не может быть применено на большой высоте. Целью изобретения является расширение диапазона применения двигателя и обеспечение безударного снятия стартовика с упоров. Поставленная цель достигается тем, что в комбинированном ракетно-прямоточном двигателе, содержащем маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой в двух кольцевых поясах с узлами радиальной фиксации размещен стартовый двигатель, причем один из кольцевых поясов снабжен узлами осевой фиксации в виде упругого элемента, состыкованного со стартовым двигателем и контактирующего с маршевым двигателем, и фиксаторов с роликами, при этом на боковой поверхности упругого элемента выполнена кольцевая канавка, в которой расположены ролики фиксаторов. На фиг. 1 показан общий вид двигателя; на фиг. 2 - узел I на фиг. 1; на фиг. 3 - разрез А-А на фиг. 2; на фиг. 4 - вид по стрелке Б на фиг. 3. Комбинированный ракетно-прямоточный двигатель состоит из камеры сгорания 1, включающей в себя корпус 2, теплозащитные экраны 3, раскладное фронтовое устройство 4, корпус сверхзвукового сопла 5, переднее днище 6, воздухозаборники 7, и стартового двигателя 8, установленного внутри корпуса 2 камеры сгорания 1, с передним 9 и задним 10 поясами радиальной фиксации. Передний пояс 9 радиальной фиксации состоит из упругого элемента 11, установленного на фланце стартового двигателя 8 и контактирующего с передним днищем 6 камеры сгорания 1. Осевая фиксация стартового двигателя 8 осуществляется с помощью фиксаторов 12. Фиксатор 12 состоит из корпуса 13, ролика 14 с осью 15, толкателей 16, пружины 17, кривошипов 18, осей 19 и 20. Фиксатор 12 с помощью осей 20 и стоек 22 присоединен к направляющей 21, установленной на переднем днище 6, сохраняя возможность перемещения в направляющей 21 в пределах размеров паза 23, выполненного в корпусе 13. Ролики 14 фиксатора 12 взаимодействуют с кольцевой канавкой 24. Упругий элемент 11 может быть выполнен в виде тарельчатой пружины. При установке стартового двигателя 8 в камеру сгорания 1 маршевого двигателя 25 стартовый двигатель 8 подается вперед до тех пор пока ролик 14 фиксатора 12 можно будет завести в кольцевую канавку 24. При этом происходит предварительное напряжение упругого элемента 11 до рассчитанной величины, обеспечивающей неподвижное положение стартового двигателя 8 относительно корпуса камеры сгорания 1 при воздействии транспортных перегрузок. Величина предварительного напряжения упругого элемента 11 зависит от массы стартового двигателя 8 и величины транспортных перегрузок. Устройство работает следующим образом. При достижении силы тяги стартового двигателя 8, равной силе предварительного напряжения упругого элемента 11, стартовый двигатель начинает двигаться вперед, выбирает зазор между роликом 14 и стенкой кольцевой канавки 24, а затем выталкивает фиксаторы 12 из канавки. При этом корпус 13 фиксатора, перемещаясь вверх, повернет кривошипы 18 до такого положения, когда дальнейшее перемещение фиксатора 12 в верхнее положение произойдет под действием пружины 17. Предлагаемое техническое решение может быть применено для крепления сбрасываемых ускоpителей летательных аппаратов при различных скоростях и высотах полета, т.к. расфиксация происходит в начале работы ускорителя, что повышает надежность срабатывания устройства. Предлагаемое техническое решение обеспечивает неподвижное положение стартового двигателя относительно корпуса камеры сгорания маршевого двигателя при воздействии транспортных перегрузок и безударное снятие с упора при работе двигателя. Кроме того, запасенная энергия деформации упругого элемента способствует уменьшению времени выброса корпуса стартового двигателя.

Формула изобретения

КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой в двух кольцевых поясах с узлами радиальной фиксации размещен стартовый двигатель, причем один из кольцевых поясов снабжен узлами осевой фиксации, отличающийся тем, что в нем узел осевой фиксации выполнен в виде упругого элемента, состыкованного со стартовым двигателем и контактирующим с маршевым двигателем, и фиксаторов с роликами, при этом на боковой поверхности упругого элемента выполнена кольцевая канавка, в которой расположены ролики фиксаторов.

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 02.09.1995

Номер и год публикации бюллетеня: 10-2001

Извещение опубликовано: 10.04.2001        

bankpatentov.ru

Комбинированный электрохимический ракетный двигатель

Изобретение относится к области космонавтики и космической техники, а именно к двигателям космических аппаратов. Комбинированный электрохимический ракетный двигатель (КЭХРД) содержит последовательно соединенные: камеру предварительного подогрева топлива электрохимический генератор (ЭХГ), выполненный в виде электрохимического реактора (ЭХР) на базе высокотемпературных топливных элементов, работающих на компонентах ракетного топлива, с преобразователем тока; и электрический ракетный двигатель (ЭРД), например электродуговой ракетный двигатель. Питание ЭРД осуществляется от преобразователя тока ЭХГ. Между ЭХГ и ЭРД дополнительно может быть установлена камера дожигания топлива (КС2). Изобретение обеспечивает повышение эффективности (удельного импульса) двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области космонавтики и космической техники, а именно к двигателям космических аппаратов.

В настоящее время известно несколько типов ракетных двигателей для космических аппаратов. Так, наибольшее развитие получили жидкостные ракетные двигатели на высокоэффективных химических топливах (например, «водород + кислород»), в которых разгон продуктов сгорания осуществляется газодинамическими силами. Такие двигатели имеют ограниченные значения удельного импульса, определяемые температурой и давлением в камере сгорания, на уровне до 450 с.

Известны [1] гибридные электрохимические ракетные двигатели. Эти двигатели занимают промежуточное положение между высокоэффективными жидкостными ракетными двигателями и электрическими (электродуговыми) ракетными двигателями. В них используются двухкомпонентные химические топлива (например, «водород + кислород»), которые предварительно подогреваются электрическим током. Соответственно, такой двигатель выполнен в виде последовательно соединенных модуля подогрева топлива, конструктивно подобного электродуговому ракетному двигателю, и камеры сгорания с реактивным соплом. Такие электрохимические двигатели обеспечивают получение удельного импульса на уровне от 600 до 1400 с.

Несмотря на преимущество известных электрохимических ракетных двигателей по сравнению с жидкостными ракетными двигателями, их основным недостатком является необходимость наличия на борту космического аппарата дополнительного мощного источника электрической энергии, например ядерной энергоустановки.

Целью изобретения является повышение эффективности (удельного импульса) ракетного двигателя до уровня известных электрохимических ракетных двигателей и выше без использования дополнительного источника энергии.

Указанная цель достигается тем, что в состав комбинированного электрохимического ракетного двигателя дополнительно входит электрохимический генератор, выполненный в виде электрохимического реактора на базе высокотемпературных топливных элементов, работающих на компонентах ракетного топлива, с преобразователем тока. Двигатель содержит последовательно соединенные камеру предварительного сжигания топлива с избытком горючего, электрохимический генератор, и электрический ракетный двигатель, например электродуговой ракетный двигатель. Питание электрического ракетного двигателя осуществляется от преобразователя тока электрохимического генератора. Для дополнительного повышения температуры продуктов сгорания топлива между электрохимическим реактором электрохимического генератора и электрическим ракетным двигателем дополнительно выполнена камера дожигания ракетного топлива, в которую подается необходимое количество окислителя.

На чертеже представлена схема двигателя.

Комбинированный электрохимический ракетный двигатель состоит из камеры предварительного подогрева топлива 1, электрохимического генератора 2, камеры дожигания 3 и электродугового ракетного двигателя 4. Электрохимический генератор 2 состоит из электрохимического реактора 5 и преобразователя тока 6. Электрохимический реактор 5 выполнен на базе высокотемпературных топливных элементов, работающих на компонентах применяемого ракетного топлива, например на топливе «водород + кислород».

Двигатель работает следующим образом. В камеру предварительного подогрева топлива 1 подаются компоненты топлива в таком соотношении, чтобы температура продуктов их сгорания была достаточна для работы топливных элементов. В результате их горения в камере 1 образуются продукты сгорания с избытком горючего, поступающие затем в электрохимический реактор 5 электрохимического генератора 2. Подогрев окислителя до необходимой температуры может осуществляться, например, при использовании его для охлаждения стенок камеры 1 или электрохимического реактора 5. В результате электрохимической реакции между горючим, содержащимся в продуктах сгорания из камеры 1 и окислителем, происходящей в топливных элементах, вырабатывается электрический ток. Продукты реакции из реактора 5 с температурой около 1000К, также содержащие избыток горючего, далее подаются в камеру дожигания 3, в которую в необходимом количестве подается окислитель. Продукты дожигания из камеры дожигания 3 поступают в электродуговой ракетный двигатель 4. Электрическая энергия, вырабатываемая в электрохимическом реакторе 5, подается от электрохимического генератора 2 к электродуговому ракетному двигателю 4 через преобразователь 6. После дальнейшего разогрева продуктов сгорания в электродуговом ракетном двигателе 4 они истекают через сопло электродугового ракетного двигателя 4, создавая тягу. Вместо электродугового ракетного двигателя в составе комбинированного электрохимического ракетного двигателя также может быть использован электрический ракетный двигатель другого типа, например сильноточный магнитоплазмодинамический ракетный двигатель, в этом случае ускорение продуктов сгорания в нем осуществляется не только газодинамическими, но и электромагнитными силами.

В зависимости от режима работы двигателя может изменяться расход окислителя, подаваемого в камеру дожигания, а также электрическая мощность электрохимического генератора. Кроме питания электроэнергией электрического ракетного двигателя, может осуществляться питание вырабатываемой электроэнергией бортовых потребителей космического аппарата.

Комбинированный электрохимический ракетный двигатель может найти применение в качестве двигателя космических аппаратов для межорбитальных перелетов, а также для полетов к Луне и планетам. Одним из преимуществ такого двигателя по сравнению с известными двигательными установками с ядерными источниками электроэнергии [2], является его экологическая безопасность - отсутствие возможности заражения атмосферы и околоземного пространства радиоактивными материалами.

Источники информации

1. С.Д.Гришин, Л.В.Лесков. Электрические ракетные двигатели космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1989 г. - 216 с., стр.173-174.

2. Там же, стр.199-201.

1. Комбинированный электрохимический ракетный двигатель, отличающийся тем, что содержит последовательно соединенные: камеру предварительного подогрева топлива; электрохимический генератор, выполненный в виде электрохимического реактора на базе высокотемпературных топливных элементов, работающих на компонентах ракетного топлива, с преобразователем тока; и электрический ракетный двигатель, причем питание электрического ракетного двигателя осуществляется от преобразователя тока электрохимического генератора.

2. Комбинированный электрохимический ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что между электрохимическим реактором электрохимического генератора и электрическим ракетным двигателем дополнительно выполнена камера дожигания ракетного топлива.

www.findpatent.ru