Двухрежимный воспламенитель и двухрежимный способ впрыска для воспламенителя ракетного двигателя

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. В соответствии с изобретением воспламенитель содержит подающий элемент (21) для подачи первого ракетного топлива (А), подающий элемент (31) для подачи второго ракетного топлива (В), подающий элемент (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, первый буферный бак (22), второй буферный бак (32), первое переключающее устройство (50), второе переключающее устройство (60) и факелообразующую камеру (10) сгорания; расположенное ниже по потоку отверстие из первого буферного бака (22) и расположенное ниже по потоку отверстие из второго буферного бака (32) - оба открываются в камеру (10) сгорания; первое переключающее устройство (50) и второе переключающее устройство (60) выполнены таким образом, чтобы соответственно соединять расположенное выше по потоку отверстие первого буферного бака (22) либо с подающим элементом (21) для подачи первого ракетного топлива (А), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, и чтобы соединять расположенное выше по потоку отверстие второго буферного бака (32) либо с подающим элементом (31) для подачи второго ракетного топлива (В), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления. Изобретение обеспечивает запуск ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее описание относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска для воспламенителя, подходящим для запуска ракетного двигателя, как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления.

Такой воспламенитель или способ может использоваться для обеспечения запуска или повторного запуска ракетного двигателя при различных условиях работы и давления, на земле или в полете, на малой высоте или на большой высоте.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Ракетные двигатели работают посредством побуждения двух ракетных топлив встречаться и сгорать в камере сгорания, при этом ракетные топлива, обычно, представляют собой кислород и водород. Отработавший газ, созданный посредством горения и выходящий с очень большой скоростью из камеры сгорания, обычно через посредство расширяющегося сопла, работает посредством реакции для создания тягового усилия для приведения в движение ракеты.

Как только такое горение началось, оно является самоподдерживающимся до тех пор, пока продолжают подаваться ракетные топлива. Тем не менее, когда такой двигатель использует большие объемы ракетного топлива, его запуск также требует большого количества энергии для инициирования горения и, в частности, больше энергии, чем свеча зажигания способна подавать. Таким образом, ракетные двигатели снабжаются воспламенителями, которые обеспечивают инициирование реакция горения в камере сгорания двигателя.

Такие воспламенители включают факельные воспламенители, которые, в отличие от пиротехнических воспламенителей, являются повторно используемыми и, следовательно, делают возможным повторный запуск двигателя в полете в случае, если это необходимо. Такой факельный воспламенитель состоит из небольшой камеры сгорания, в которую подаются ракетные топлива и которая имеет свечу зажигания, которая является способной воспламенять небольшое количество ракетных топлив, поданных в нее: пламя, которое образуется таким образом, затем направляется через канал в форме факела в камеру сгорания двигателя, и они имеют достаточную энергию для инициирования горения в ней и запуска двигателя.

Тем не менее, в настоящее время являются известными только два типа факельных воспламенителей, каждый из которых имеет только один эксплуатационный режим работы. Во-первых, существуют воспламенители низкого давления, в которые подаются ракетные топлива, давление которых повышено при низком давлении баков: к сожалению, такие воспламенители являются нерабочими всякий раз, когда имеет место обратное давление, имеющееся в камере сгорания, т.е., в частности, на земле или на малой высоте. Они также подают достаточно небольшую энергию и потенциально могут не запустить двигатель или требовать несколько попыток до фактического запуска двигателя. Также существуют воспламенители высокого давления, в которых ракетные топлива вмещаются в баках, которые находятся под высоким давлением. Тем не менее, такие баки являются тяжелыми и, следовательно, очень дорогостоящими.

Следовательно, существует реальная потребность в двухрежимном воспламенителе и двухрежимном способе впрыска для выполнения воспламенения с целью запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления, при этом исключая недостатки, присущие вышеупомянутым воспламенителям по предшествующему уровню техники.

КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее описание относится к двухрежимному воспламенителю для ракетного двигателя, подходящему для работы при низком давлении или при высоком давлении, при этом он содержит подающий элемент для подачи первого ракетного топлива; подающий элемент для подачи второго ракетного топлива, подающий элемент для подачи текучей среды высокого давления, первый буферный бак, второй буферный бак, первое переключающее устройство, второе переключающее устройство и факелообразующую камеру сгорания; расположенное ниже по потоку отверстие из первого буферного бака и расположенное ниже по потоку отверстие из второго буферного бака - оба открываются в камеру сгорания; и первое переключающее устройство и второе переключающее устройство выполнены соответственно с возможностью соединения расположенного выше по потоку отверстия первого буферного бака либо с подающим элементом для подачи первого ракетного топлива, либо с подающим элементом для подачи текучей среды высокого давления, и для соединения расположенного выше по потоку отверстия второго буферного бака либо с подающим элементом для подачи второго ракетного топлива, либо с подающим элементом для подачи текучей среды высокого давления.

В настоящем описании термины "выше по потоку" и "ниже по потоку" используются относительно протекания текучих сред, будь то ракетные топлива или текучая среда высокого давления, из их баков в камеру сгорания.

Таким образом, во время работы при низком давлении ракетные топлива протекают из их подающих баков, в которых они вмещаются при низком давлении, они проходят через их соответствующие буферные баки и они проникают в камеру сгорания воспламенителя, где они смешиваются друг с другом; смесь ракетных топлив затем воспламеняется, тем самым создавая факел, подходящий для инициирования горения ракетного топлива в главной камере сгорания ракетного двигателя. Эта работа при низком давлении, в частности, является применимой для воспламенения или повторного воспламенения при полете на большой высоте, таким образом, что обратное давление, которое имеет место в камере сгорания ракетного двигателя и, таким образом, в камере сгорания воспламенителя является низким или представляет собой вакуум.

Наоборот, на земле, при взлете или на испытательной установке, или когда камера только что воспламенена, обратное давление имеет место в камере сгорания двигателя и, таким образом, в камере сгорания воспламенителя: это обратное давление в таком случае работает против ракетных топлив низкого давления и может предотвратить их впрыск частично или полностью в камеру сгорания воспламенителя, таким образом, делая воспламенение ненадежным. В частности, обратное давление становится эффективным и большим, как только камера сгорания двигателя воспламенена, тем самым нарушая работу при низком давлении воспламенителя, который в таком случае становится менее эффективным для поддержания горения в камере во время критического переходного и неустойчивого этапа горения, который длится в течение короткого периода времени после воспламенения. При таких обстоятельствах во время работы при высоком давлении используется текучая среда высокого давления, которая впрыскивается в буферный бак после того, как ракетное топливо было заранее размещено в него, для повышения давления ракетного топлива и его выталкивания в камеру сгорания воспламенителя, не смотря на усилие, оказываемое обратным давлением, которое имеет место в камере сгорания. Воспламенение двигателя, таким образом, также обеспечивается при этих условиях, которые требуют работы при высоком давлении.

Таким образом, посредством архитектуры настоящего изобретения является возможным получить воспламенитель, который имеет два эксплуатационных режима работы, эксплуатационный режим работы при низком давлении и эксплуатационный режим работы при высоком давлении, и который, таким образом, является способным использовать одну компактную архитектуру для приспосабливания к различным условиям, которые встречаются в ракетном двигателе во время его работы. В частности, эта архитектура делает возможным, для обоих режимов работы, использовать одинаковые подающие элементы ракетного топлива низкого давления, которые могут, в действительности, также соответствовать источникам для питания самого ракетного двигателя. Более того, для того чтобы сделать возможной работу при высоком давлении, таким образом, становится нецелесообразным включать отдельные баки с ракетным топливом под давлением, которые являются особенно тяжелыми и громоздкими.

В определенных вариантах осуществления, текучая среда высокого давления представляет собой продувочную текучую среду для воспламенителя. В традиционном ракетном двигателе бак под давлением с продувочной текучей средой часто предусмотрен для обеспечения возможности продувки определенных труб и, в частности, для воспламенителя, труб для подачи ракетных топлив. В таком варианте осуществления, в таком случае является возможным получить преимущество наличия такого бака с продувочной текучей средой высокого давления для того, чтобы иметь подающий элемент текучей среды высокого давления, подходящий для настоящего изобретения, без необходимости нового бортового бака под давлением: вес двигателя, таким образом, по существу, является неизменным, тем самым значительно ограничивая его стоимость. Более того, посредством основополагающего принципа, в соответствии с которым этот вариант осуществления впрыскивает продувочную текучую среду непосредственно после ракетных топлив, продувка происходит немедленно без какой-либо задержки по времени, тем самым уменьшая какой-либо риск перегрева воспламенителя, когда выключен.

В определенных вариантах осуществления, текучая среда высокого давления не является химически активной. Следовательно, ее впрыск является нейтральным с точки зрения воспламенителя. В частности, нет риска ее реакции с одним из ракетных топлив и, таким образом, препятствования реакции горения между ракетными топливами или, в действительности, повреждения воспламенителя. Она также может выбираться для исключения реакции с материалами воспламенителя, в частности вследствие коррозии, окисления или восстановления. Эта текучая среда высокого давления, таким образом, представляет собой предпочтительно диазот N2 или гелий He.

В определенных вариантах осуществления, первый буферный бак представляет собой подающую трубу для подачи первого ракетного топлива в камеру сгорания. Комбинирование функций переноса ракетных топлив и обеспечения буферного хранения ракетных топлив позволяет архитектуре быть компактной и легкой по весу.

В определенных вариантах осуществления, второй буферный бак представляет собой подающую трубу для подачи второго ракетного топлива в камеру сгорания.

В определенных вариантах осуществления, соответствующие объемы буферных баков выполнены таким образом, что во время работы при высоком давлении требуемое отношение смешивания поддерживается в течение периода времени, который является достаточным для обеспечения воспламенения. Объемы буферных баков определяют соответствующие количества ракетных топлив, которые впрыскиваются во время воспламенения, и, таким образом, они определяют отношение смешивания. Посредством воздействия на объемы соответствующих буферных баков, и, в частности, посредством воздействия на длину и/или сечение бака, образованного трубой, таким образом является возможным регулировать отношение смешивания и, таким образом, эксплуатационный режим работы воспламенителя, где такое регулирование не является возможным в традиционном воспламенителе низкого давления, который впрыскивает каждое из ракетных топлив с соответствующим постоянным откалиброванным расходом.

В определенных вариантах осуществления, требуемое отношение смешивания находится в диапазоне от 1,5 до 3,5, и предпочтительно в диапазоне от 2 до 3, и более предпочтительно приблизительно равно 2,5.

В определенных вариантах осуществления, требуемое отношение смешивания поддерживается в течение по меньшей мере 0,3 секунды (с), и предпочтительно в течение по меньшей мере 0,5 с, и более предпочтительно в течение по меньшей мере 1 с.

В определенных вариантах осуществления, первая подающая труба имеет объем, находящийся в диапазоне от 0,5 литра (л) до 2,5 л, предпочтительно находящийся в диапазоне от 0,8 л до 2 л и более предпочтительно равный около 1,6 л.

В определенных вариантах осуществления, вторая подающая труба имеет объем, находящийся в диапазоне от 0,08 л до 0,39 л, предпочтительно в диапазоне от 0,13 л до 0,31 л и более предпочтительно равный около 0,26 л. В определенных вариантах осуществления, первое переключающее устройство содержит обратный клапан, размещенный на выходе из подающего элемента первого ракетного топлива, для прерывания подачи ракетного топлива при подаче текучей среды высокого давления. Обратный клапан работает автоматически и мгновенно для прерывания подачи первого ракетного топлива, когда выпускается текучая среда высокого давления, при условии, что ее давление действительно гораздо больше, чем давление ракетного топлива. Более того, текучая среда высокого давления не подается в подающий элемент ракетного топлива.

В определенных вариантах осуществления, второе переключающее устройство включает в себя обратный клапан, размещенный на выходе из подающего элемента для подачи второго ракетного топлива, для прерывания подачи ракетного топлива при подаче текучей среды высокого давления.

В определенных вариантах осуществления, первое переключающее устройство включает в себя электромагнитный клапан, управляющий подачей текучей среды высокого давления в первый буферный бак.

В определенных вариантах осуществления, второе переключающее устройство включает в себя электромагнитный клапан, управляющий подачей текучей среды высокого давления во второй буферный бак.

В определенных вариантах осуществления, первое переключающее устройство включает в себя второй обратный клапан, размещенный на выходе из подающего элемента текучей среды высокого давления, для предотвращения протекания первого ракетного топлива в подающий элемент текучей среды высокого давления.

В определенных вариантах осуществления, второе переключающее устройство включает в себя второй обратный клапан, размещенный на выходе из подающего элемента текучей среды высокого давления, для предотвращения протекания второго ракетного топлива в подающий элемент текучей среды высокого давления.

В определенных вариантах осуществления, подающий элемент текучей среды высокого давления включает в себя первый расширитель, выполненный с возможностью управления давлением текучей среды высокого давления, когда она подается в первый буферный бак. Таким образом, является возможным регулировать давление, при котором ракетное топливо, имеющееся в буферном баке, впрыскивается во время впрыска текучей среды высокого давления, и таким образом управлять расходом, с которым ракетное топливо впрыскивается, и эксплуатационным режимом работы воспламенителя.

В определенных вариантах осуществления, подающий элемент текучей среды высокого давления включает в себя второй расширитель, выполненный с возможностью управления давлением текучей среды высокого давления, когда она подается во второй буферный бак.

В определенных вариантах осуществления, первый и второй подающие элементы ракетных топлив представляют собой подающие элементы низкого давления, в частности подающие элементы под давлением ниже 4 бар.

В определенных вариантах осуществления, первый и второй подающие элементы ракетных топлив представляют собой баки с ракетным топливом самого ракетного двигателя. Таким образом, является возможным совместно использовать эти подающие элементы и, таким образом, повысить компактность и уменьшить вес.

В определенных вариантах осуществления, первое ракетное топливо представляет собой газообразный диводород (GH2), а второе ракетное топливо представляет собой газообразный дикислород (GOx).

В определенных вариантах осуществления, текучая среда высокого давления подается под давлением выше 10 бар, предпочтительно выше 20 бар. Таким образом, является возможным отделить работу воспламенителя от давления, которое имеет место в камере, даже после того, как камера была воспламенена в начале переходного этапа, в котором увеличивается давление.

Настоящее описание также обеспечивает способ впрыска ракетного топлива в камеру сгорания, образующую факел воспламенителя ракетного двигателя, в двух режимах: режиме низкого давления или режиме высокого давления. Способ содержит следующие этапы: в режиме низкого давления подают в камеру сгорания воспламенителя ракетное топливо, взятое из бака низкого давления; и в режиме высокого давления предварительно вмещают ракетное топливо в буферный бак и затем впрыскивают текучую среду высокого давления после предварительно вмещенного ракетного топлива для повышения давления ракетного топлива и его выброса при высоком давлении в камеру сгорания.

Среди других преимуществ, он получает преимущество вышеописанного двухрежимного воспламенителя.

В определенных воплощениях, текучая среда высокого давления представляет собой продувочную текучую среду для воспламенителя, предпочтительно инертную текучую среду, такую как диазот или гелий.

В определенных воплощениях, используют объем, образованный подающей трубой для подачи ракетного топлива в камеру сгорания, для образования буферного бака.

В определенных воплощениях, задание размеров указанной подающей трубы выполняют таким образом, чтобы поддержать требуемый расход ракетного топлива в течение периода времени, который является достаточным для обеспечения воспламенения.

В заключение, настоящее описание также относится к ракетному двигателю, включающему в себя воспламенитель, как описанный выше и/или выполняющий вышеописанный способ.

Вышеупомянутые характеристики и преимущества, и другие, становятся ясными при прочтении следующего подробного описания вариантов осуществления предложенных воспламенителя и способа. Это подробное описание выполняется со ссылкой на прилагаемые чертежи.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Прилагаемые чертежи являются схематичными и стремятся, прежде всего, показать принципы изобретения.

На этих фигурах, от одной фигуры к другой, элементы (или участки элемента), которые являются идентичными, обозначены одинаковыми ссылочными позициями.

Фигура 1 представляет собой схематичный вид сбоку варианта осуществления воспламенителя изобретения во время работы при низком давлении.

Фигура 2 представляет собой схематичный вид сбоку воспламенителя Фигуры 1 во время работы при высоком давлении.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТА(ОВ) ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Для того чтобы сделать изобретение более конкретным, иллюстративный воспламенитель 1 подробно описан ниже со ссылкой на прилагаемые чертежи. Следует напомнить, что изобретение не ограничено этим примером.

На Фигуре 1 показан вариант осуществления воспламенителя 1 по изобретению. Он образован из камеры 10 сгорания, первой подающей линии 20 для подачи первого ракетного топлива А, в этом примере газообразного водорода GH2, и второй подающей линии 30 для подачи второго ракетного топлива В, в этом примере газообразного кислорода GOx, вместе с продувочным оборудованием 40.

Камера 10 сгорания имеет впуск 12 для первого ракетного топлива, к которому ведет подающая линия 20 для подачи первого ракетного топлива А, впуск 13 для второго ракетного топлива, к которому ведет подающая линия 30 для подачи второго ракетного топлива В, свечу 14 зажигания, размещенную в камере 10 сгорания таким образом, чтобы находиться, по существу, в месте слияния между потоками ракетных топлив А и В, проникающих в камеру 10 через впуски 12 и 13, и канал 15, проходящий от этой области слияния по направлению к камере 2 сгорания ракетного двигателя.

Подающая линия 20 для подачи первого ракетного топлива А включает в себя подающий бак 21 для подачи первого ракетного топлива А, подающую трубу 22, образующую буферный бак, и калибровочное устройство 23, работающее в этом примере в качестве критического сечения, которое размещено на расположенном ниже по потоку конце подающей линии 20 до ее прохода в камеру 10 сгорания через впуск 12.

Подобным образом, подающая линия 30 для подачи второго ракетного топлива В содержит подающий бак 31 для второго ракетного топлива В, подающую трубу 32, образующую буферный бак, и калибровочное устройство 33, подобным образом работающее в качестве критического сечения, размещенного на расположенном ниже по потоку конце подающей линии 30 до ее прохода в камеру 10 сгорания через впуск 13.

В этом варианте осуществления, подающие баки 21 и 31 также представляют собой баки, которые подают ракетное топливо в главную камеру 2 сгорания самого ракетного двигателя. Газообразный водород А и газообразный кислород В являются доступными там при давлении около 3 бар.

Продувочное оборудование 40 содержит бак 41 под давлением с продувочной текучей средой F высокого давления, в этом примере газообразный диазот N2 (она также может, в равной степени, представлять собой гелий). Это оборудование соединено с подающей линией 20 для подачи первого ракетного топлива А в узловой точке j2, которая размещена выше по потоку относительно подающей трубы 22, образующей буферный бак, через посредство первого переключающего устройства 50. Оно также соединено с подающей линией 30 для подачи второго ракетного топлива В через посредство узловой точки j3, которая размещена выше по потоку относительно подающей трубы 32, которая образует буферный бак, через посредство второго переключающего устройства 60. Кроме того, продувочное оборудование 40 включает в себя первое калибровочное устройство 42 и второе калибровочное устройство 43, которые размещены соответственно до узловой точки j2 с первой подающей линией 20 и до узловой точки j3 со второй подающей линией 30.

В этом варианте осуществления, бак 41 с текучей средой высокого давления представляет собой общий бак с азотом ракеты. Он подает текучую среду высокого давления при давлении около 300 бар, причем давление может уменьшаться для требований настоящего воспламенителя 1 до давления около 25 бар.

Таким образом, в этом варианте осуществления, бак 41 с текучей средой высокого давления является общим для обеих подающих линий 20 и 30; тем не менее, в других вариантах осуществления, продувочное оборудование может содержать первый бак с текучей средой высокого давления для первой подающей линии 20 и второй бак с текучей средой высокого давления для второй подающей линии 30.

Первое переключающее устройство 50 содержит запорный клапан 51, первый обратный клапан 52 и второй обратный клапан 53. Запорный клапан 51, в этом примере клапан по типу электромагнитного клапана, размещен между баком 41 под давлением с текучей средой высокого давления и узловой точкой j2: он служит для управления подачей текучей среды F высокого давления. Первый обратный клапан 52 размещен между узловой точкой j2 и подающим баком 21 с первым ракетным топливом: он направлен таким образом, чтобы закрываться, когда текучая среда F высокого давления протекает в первую подающую линию 20. При таких обстоятельствах, подача первого ракетного топлива А прерывается и предотвращается протекание текучей среды F высокого давления обратно в подающий бак 21. Второй обратный клапан 53 размещен между узловой точкой j2 и запорным клапаном 51: он направлен таким образом, чтобы закрываться, когда текучая среда F высокого давления не протекает в первую подающую линию 20, в частности, когда запорный клапан 51 закрыт. При таких обстоятельствах, предотвращается протекание первого ракетного топлива А обратно за обратный клапан 53.

Второе переключающее устройство 60 содержит запорный клапан 61, первый обратный клапан 62 и второй обратный клапан 63. Их положения и функции являются полностью аналогичными для второй подающей линии 30 относительно положений и функций первого переключающего устройства 50.

В другом варианте осуществления, продувочное оборудование 40 может быть обеспечено с одним запорным клапаном, управляющим подачей текучей среды F высокого давления в обе подающие линии 20 и 30, при этом разветвление относительно этих двух линий 20 и 30 обеспечено ниже по потоку относительно указанного запорного клапана.

Работа воспламенителя 1 описана ниже со ссылкой на Фигуры 1 и 2, на которых показаны соответственно условия низкого давления и высокого давления.

Когда давление в камере 2 сгорания ракетного двигателя и, таким образом, в камере 10 сгорания воспламенителя 1 является пренебрежимо малым или, по меньшей мере, меньше давления ракетных топлив А и В, содержащихся в баках 21 и 31, причем давление составляет около 3 бар в этом примере, воспламенитель 1 используется в режиме низкого давления, как показано на Фигуре 1.

В этом режиме низкого давления запорные клапаны 51 и 61 для продувочной текучей среды F закрываются и в подающие линии 20 и 30 подаются ракетные топлива А и В, содержащиеся в подающих баках 21 и 31: ракетные топлива А и В, таким образом, проходят соответственно через обратные клапаны 52 и 62, толкая обратно и закрывая обратные клапаны 53 и 63, и они протекают по их соответствующим подающим трубам 22 и 32 таким образом, чтобы проходить через расширители 23 и 33 и впрыскиваться в камеру 10 сгорания через впуски 12 и 13. Свеча 14 зажигания затем выдает электрическую искру, которая воспламеняет смесь ракетных топлив А и В, имеющихся в камере 10 сгорания воспламенителя 1: пламя, создаваемое таким образом, затем направляется посредством канала 15 из камеры 10 в камеру 2 сгорания ракетного двигателя для инициирования в ней реакции горения.

В противоположность, когда давление в камере 2 сгорания ракетного двигателя и, таким образом, в камере 10 сгорания воспламенителя 1 является достаточно высоким для прикладывания достаточного обратного давления, чтобы противостоять традиционному впрыску ракетных топлив А и В в камеру 10 сгорания, в таком случае воспламенитель 1 используется в режиме высокого давления, как показано на Фигуре 2.

В этом режиме высокого давления подающие трубы 22 и 32, образующие буферные баки, сначала заполняются их соответствующими ракетными топливами А и В из подающих баков 21 и 31. Это заполнение выполняется при низком давлении образом, описанным выше.

Как только эти буферные объемы ракетных топлив А и В вмещены в их соответствующих подающих трубах 22 и 32, образующих буферные баки, клапаны 51 и 61 открываются: в каждой линии 20, 30 воспламенителя 1 текучая среда F высокого давления затем подается через обратные клапаны 53, 63 и расширитель 42, 43, толкая обратно и закрывая обратные клапаны 52 и 62, тем самым предотвращая подачу ракетных топлив А или В и предотвращая подачу текучей среды F высокого давления по направлению к подающим бакам 21, 31. Текучая среда F высокого давления затем проникает в подающие трубы 22, 32, где она прикладывает давление, подобно поршню, на ранее заполненные буферные объемы ракетных топлив А, В, тем самым повышая их давление и толкая их по направлению к камере 10 сгорания через расширитель 23, 33 и впуск 12, 13.

В таком режиме высокого давления количества ракетных топлив А и В, которые впрыскиваются, и таким образом их отношение смешивания могут легко определяться при проектировании воспламенителя 1 посредством регулирования объема каждой из подающих труб 22, 32, каждая из которых образует буферный бак, и также посредством надлежащего проектирования калибровочных устройств 42 и 23 для ракетного топлива А и 43 и 33 для ракетного топлива В для определения расходов ракетных топлив А и В и текучей среды F высокого давления. В этом варианте осуществления, подающая труба 22 для подачи водорода А, таким образом, имеет объем около 1,6 л, тогда как подающая труба 32 для подачи кислорода В имеет объем около 0,26 л: эти объемы, таким образом, обеспечивают отношение смешивания около 2,5, подлежащее поддержанию в течение около 1 с, что представляет собой период времени, который является достаточно долгим для обеспечения возникновения воспламенения.

Впрыскиваясь таким образом при высоком давлении, ракетные топлива А и В смешиваются в камере 10 сгорания и воспламеняются с помощью искры, созданной свечой 14 зажигания. Подобным образом в этом режиме пламя создается таким образом и направляется в камеру 2 сгорания ракетного двигателя через канал 15 воспламенителя 1, который служит для инициирования реакции горения в ракетном двигателе.

Варианты осуществления или воплощения, описанные в настоящем описании, даны в качестве неограничивающей иллюстрации и, в свете этого описания, специалист в данной области может легко модифицировать эти варианты осуществления или воплощения, или может предполагать другие, при этом оставаясь в пределах объема изобретения.

Более того, различные характеристики этих воплощений или вариантов осуществления могут использоваться по-отдельности или могут комбинироваться друг с другом. Когда они комбинируются, характеристики могут комбинироваться, как описано выше или другим образам, при этом изобретение не ограничено конкретными комбинациями, описанными в настоящем описании. В частности, если только не указано иное, характеристика, описанная со ссылкой на любой один вариант осуществления или воплощение, может применяться аналогичным образом к любому другому варианту осуществления или воплощению.

1. Двухрежимный воспламенитель для ракетного двигателя, подходящий для работы при низком давлении или при высоком давлении, при этом воспламенитель, отличающийся тем, что он содержит:

подающий элемент (21) низкого давления для подачи первого ракетного топлива (А) при давлении ниже 4 бар;

подающий элемент (31) низкого давления для подачи второго ракетного топлива (В) при давлении ниже 4 бар;

подающий элемент (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления;

первый буферный бак (22);

второй буферный бак (32);

первое переключающее устройство (50);

второе переключающее устройство (60); и

факелообразующую камеру (10) сгорания;

тем, что расположенное ниже по потоку отверстие из первого буферного бака (22) и расположенное ниже по потоку отверстие из второго буферного бака (32) оба открываются в камеру (10) сгорания;

тем, что первое переключающее устройство (50) и второе переключающее устройство (60) выполнены соответственно с возможностью соединения расположенного выше по потоку отверстия первого буферного бака (22) либо с подающим элементом (21) для подачи первого ракетного топлива (А), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, и для соединения расположенного выше по потоку отверстия второго буферного бака (32) либо с подающим элементом (31) для подачи второго ракетного топлива (В), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления; и

тем, что соответствующие объемы первого буферного бака (22) и второго буферного бака (32) выполнены такими, что во время работы при высоком давлении требуемые расходы первого ракетного топлива (А) и второго ракетного топлива (В) поддерживаются в течение периода времени, который является достаточным для обеспечения воспламенения.

2. Двухрежимный воспламенитель по п. 1, отличающийся тем, что текучая среда (F) высокого давления представляет собой продувочную текучую среду для воспламенителя (1), предпочтительно инертную текучую среду, такую как диазот или гелий.

3. Двухрежимный воспламенитель по п. 1, отличающийся тем, что первый буферный бак (22) представляет собой подающую трубу для подачи первого ракетного топлива (А) в камеру (10) сгорания, и второй буферный бак (32) представляет собой подающую трубу для подачи второго ракетного топлива (В) в камеру (10) сгорания, при этом соответствующие объемы буферных баков выполнены такими, что во время работы при высоком давлении требуемое отношение смешивания поддерживается в течение периода времени, который является достаточным для обеспечения воспламенения.

4. Двухрежимный воспламенитель по п. 1, отличающийся тем, что первое переключающее устройство (50) включает в себя обратный клапан (52), размещенный на выходе из подающего элемента (21) для подачи первого ракетного топлива (А), для прерывания подачи первого ракетного топлива (А) при подаче текучей среды (F) высокого давления.

5. Двухрежимный воспламенитель по п. 1, отличающийся тем, что подающие элементы (21, 31) для подачи первого и второго ракетных топлив (А, В) представляют собой баки с ракетным топливом самого ракетного двигателя.

6. Двухрежимный воспламенитель по любому из пп. 1-5, отличающийся тем, что текучая среда (F) высокого давления подается при давлении выше 10 бар, предпочтительно выше 20 бар.

7. Способ впрыска ракетного топлива (А) в камеру (10) сгорания, образующую факел камеру (10) воспламенителя (1) ракетного двигателя, в двух режимах: режиме низкого давления или режиме высокого давления, при этом способ, отличающийся тем, что он содержит следующие этапы:

в режиме низкого давления подают в камеру (10) сгорания воспламенителя (1) ракетное топливо (А), взятое из бака (21) низкого давления, при давлении ниже 4 бар; и

в режиме высокого давления предварительно вмещают ракетное топливо (А) в буферный бак (22) и затем впрыскивают текучую среду (F) высокого давления после предварительно вмещенного ракетного топлива (А) для повышения давления ракетного топлива и его выброса при высоком давлении в камеру (10) сгорания.

8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что текучая среда (F) высокого давления представляет собой продувочную текучую среду для воспламенителя (1), предпочтительно инертную текучую среду, такую как диазот или гелий.

9. Способ по п. 7, отличающийся тем, что используют объем, образованный подающей трубой (22) для подачи ракетного топлива (А) в камеру (10) сгорания для образования буферного бака (22), при этом задание размеров буферного бака (22) выполняют таким образом, чтобы поддержать требуемый расход ракетного топлива (А) в течение периода времени, который является достаточным для обеспечения воспламенения.

10. Ракетный двигатель, отличающийся тем, что он включает в себя воспламенитель (1) по любому из пп. 1-6, или тем, что он выполняет способ по любому из пп. 7-9.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения.

Изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к ракетным двигателям снарядов, запускаемых из ствола орудия или миномета. Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда содержит камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, инициатор и сопловую заглушку.

Изобретение относится к автономным источникам сжатого газа, а именно к низкотемпературным генераторам чистого азота при сжигании пиротехнических зарядов. Аккумулятор давления содержит сферический корпус, внутри которого на опоре цилиндрической перфорированной гильзы, закрытой запальной крышкой, установлен с гарантированным кольцевым зазором функциональный заряд в форме канальной пиротехнической шашки, а также соосный инициирующий пиропатрон и выпускное сопло, перекрытое мембраной и фильтром.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, например для ЖРД с многократным включением в полете.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю.

Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство.

Изобретение относится к космической технике, а именно к аммиачным корректирующим двигательным установкам с электротермическими микродвигателями, устанавливаемым на меневрирующих малых космических аппаратах.

Изобретение относится к космической технике, в частности предназначено для спутников малой массы. Цилиндрические корпусы токовыводов нагревательных элементов и термопар игольчатого типа выполнены в виде плоского кронштейна.

Изобретение относится к космической технике, а именно к электротермическим микродвигателям, входящим в состав двигательных установок микротяги, устанавливаемых на малые космические аппараты для решения задач орбитального маневрирования.

Изобретение относится к космической технике, в частности к двигательным установкам спутников малой массы. .

Изобретение относится к двигательным установкам для спутников малой массы. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам создания сверхмалой реактивной тяги электротермическими микродвигателями (МД), используемыми в прецизионных системах управления движением (СУД) малогабаритных космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к области космической техники и может найти применение при создании жидкостных ракетных двигателей и газогенераторов. .

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

Изобретение относится к космической технике, а именно к электротермическим микродвигателям. Электротермический микродвигатель содержит наружный и внутренний цилиндрические корпусы, расположенные коаксиально с образованием торовой полости между их стенками, завихритель входного топлива, трубопровод подачи топлива в завихритель, газовод с реактивным соплом, цилиндрический нагревательный элемент и трубчатую термопару, расположенную на входе в реактивное сопло, токовыводы нагревательного элемента и термопары, выведенные через торец внутреннего корпуса посредством герметизирующего термостойкого герметика, при этом на одном конце наружный и внутренний корпусы герметично соединены между собой при помощи фланцев, а на другом конце на боковой поверхности наружного корпуса смонтирован трубопровод подачи топлива в торовую полость, внутри которой выполнен завихритель входного потока топлива в виде винтового канала, в виде двухзаходной резьбы на наружной поверхности внутреннего корпуса, внешней поверхностью контактирующей с внутренней поверхностью наружного корпуса, выход которого соединен с полостью внутреннего корпуса на входе в газовод в виде винтового канала, образованного наружной поверхностью цилиндрического нагревательного элемента, трубчатым корпусом термопары, уложенным по винтовой линии на поверхности нагревательного элемента и контактирующим с внутренней поверхностью внутреннего корпуса, причем реактивное сопло установлено на торце внутреннего корпуса и снабжено внешним фланцем, герметично соединенным с фланцем наружного корпуса, при этом чувствительный элемент термопары расположен вблизи входа в критическое сечение сопла, а с противоположной от сопла стороны длина наружного корпуса превышает длину внутреннего корпуса, на котором выполнен буртик, контактирующий с внутренней поверхностью наружного корпуса, при этом герметизирующий термостойкий герметик расположен в полости выхода токовыводов термопары и нагревательного элемента, образованной свободной внутренней поверхностью наружного корпуса и ограничительной шайбой, надетой на цилиндрический нагревательный элемент. Изобретение обеспечивает повышение степени герметичности, снижение массы и увеличение удельного импульса тяги микродвигателя. 3 ил.

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. В соответствии с изобретением воспламенитель содержит подающий элемент для подачи первого ракетного топлива, подающий элемент для подачи второго ракетного топлива, подающий элемент для подачи текучей среды высокого давления, первый буферный бак, второй буферный бак, первое переключающее устройство, второе переключающее устройство и факелообразующую камеру сгорания; расположенное ниже по потоку отверстие из первого буферного бака и расположенное ниже по потоку отверстие из второго буферного бака - оба открываются в камеру сгорания; первое переключающее устройство и второе переключающее устройство выполнены таким образом, чтобы соответственно соединять расположенное выше по потоку отверстие первого буферного бака либо с подающим элементом для подачи первого ракетного топлива, либо с подающим элементом для подачи текучей среды высокого давления, и чтобы соединять расположенное выше по потоку отверстие второго буферного бака либо с подающим элементом для подачи второго ракетного топлива, либо с подающим элементом для подачи текучей среды высокого давления. Изобретение обеспечивает запуск ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх