Способ воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при разработке и создании ЖРД на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. В способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника, с фокусированием лазерного луча одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью одного из компонентов топлива и оптически прозрачного газа полости, по крайней мере, одной форсунки многофорсуночной смесительной головки, с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки, согласно изобретению фокусирующее устройство располагают в полости этой форсунки, заполняемой при работе оптически прозрачным газом. Изобретение обеспечивает использование лазерного воспламенения для любого сочетания компонентов топлива и повышение надежности воспламенения компонентов топлива особенно для ЖРД многократного включения. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при разработке и создании ЖРД на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, имеющих повышенные требования к энергомассовым характеристикам и надежности запуска, особенно для ЖРД с многократным включением в полете.

Одной из основных проблем при создании ЖРД, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, является обеспечение надежной работы системы воспламенения с одновременным обеспечением ее минимальной массы, а также минимальной стоимости отработки и изготовления.

Известен способ воспламенения компонентов топлива, при котором для их воспламенения используется энергия лазерного излучения.

Применение лазерного воспламенения компонентов топлива для запуска ракетных двигателей, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, имеет ряд преимуществ перед традиционными способами. Среди них в первую очередь можно отметить безопасность при использовании, а также простоту конструкции и, соответственно, более высокую надежность за счет упрощения пневмо-гидравлической схемы двигателя.

Известен способ лазерного воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе и устройство лазерного воспламенения для реализации этого способа (патент РФ №2580232, МПК F02P 23/04, опубл. 10.04.2016 г.). Способ воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанный на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника, заключающийся в том, что фокусирование лазерного луча осуществляют одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью компонентов топлива полости, по крайней мере, одной форсунки многофорсуночной смесительной головки, с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки, и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки. При этом фокусирующее устройство, располагают в полости смесительной головки, заполняемой при работе оптически прозрачным компонентом топлива, а в зоне пробоя обеспечивают оптимальный для осуществления воспламенения состав смеси как по расходу, так и по соотношению компонентов топлива, за счет расходных и геометрических характеристик форсунок.

Основными недостатком указанного способа является то, что один из компонентов топлива, подаваемых в смесительную головку, должен быть оптически прозрачным, что не всегда возможно, особенно для газогенераторов жидкостных ракетных двигателей.

Задачей изобретения является устранение указанного выше недостатка и создание ЖРД, в котором воспламенение компонентов топлива лазерной системой зажигания будет обеспечиваться, в том числе и тогда, когда оба компонента являются оптически непрозрачными.

Поставленная задача достигается тем, что в предложенном способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника, с фокусированием лазерного луча одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью одного из компонентов топлива и оптически прозрачного газа полости, по крайней мере, одной форсунки многофорсуночной смесительной головки, с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки, и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки, отличающийся тем, что фокусирующее устройство, располагают в полости этой форсунки, заполняемой при работе оптически прозрачным газом.

Сущность изобретения иллюстрируется фигурой 1.

Система воспламенения для осуществления способа содержит узел накачки лазера (1), лазер (2), световод (3), по которому проходит лазерное излучение, и фокусирующее устройство, состоящее из корпуса (4) и одной или нескольких линз (5).

Корпус (4) с фокусирующей линзой (5) располагаются в полости (6) одного из компонентов топлива (А), при этом часть корпуса с фокусирующей линзой введена в полость (7) форсунки (8), что позволяет исключить контакт линзы с высокотемпературными продуктами сгорания, образующимися в камере сгорания (9) агрегата.

В полость (7) форсунки (8) от баллона (10) через трубопровод (11) подается оптически прозрачный газ (В), например, кислород, метан, водород, способные воспламеняться с одним из компонента топлива.

При этом фокус (12) линзы (5) располагается в полости форсунки (8) в зоне, где реализуются наиболее оптимальные для воспламенения соотношение компонентов топлива и расходы оптически прозрачного (В) и второго (Б) компонентов топлива.

Между баллоном (10) и трубопроводом (11) располагаются клапан (13) и настроечная шайба (14).

Использование предложенного технического решения позволит использовать лазерное воспламенение для любого сочетания компонентов топлива и повысить надежность воспламенения компонентов топлива особенно для ЖРД многократного включения.

1. Способ воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанный на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника, с фокусированием лазерного луча одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью одного из компонентов топлива и оптически прозрачного газа полости, по крайней мере, одной форсунки многофорсуночной смесительной головки, с воспламенением смеси в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки, отличающийся тем, что фокусирующее устройство располагают в полости этой форсунки, заполняемой при работе оптически прозрачным газом.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве оптически прозрачного газа выбирают кислород, метан, водород, способные воспламеняться с одним из компонентов топлива.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что оптически прозрачный газ подается в полость форсунки через трубопровод от баллона, при этом между трубопроводом и баллоном располагаются клапан и настроечная шайба.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к конструкции порохового аккумулятора давления, предназначенного для приведения в действие аэродинамических поверхностей летательных аппаратов.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике, а именно к способу запуска камеры ЖРД или газогенератора многократного запуска с лазерным воспламенением топлива, использующего как жидкие, так и газообразные ракетные топлива, и устройству для его осуществления.

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты состоит из корпуса с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, используемым для работы в составе кумулятивно-фугасного заряда. Двигатель кумулятивно-фугасного заряда содержит корпус, сопло, заряд, размещенный между решеткой и переходным дном, воспламенитель и мембрану в виде крышки.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам химического зажигания компонентов топлива ЖРД. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая силовой цилиндр, заполненный пусковым горючим, два мембранных узла с входным и выходным каналами, мембраны которых выполнены с кольцевой утоненной перемычкой и которые закреплены герметично со стороны входа и выхода силового цилиндра, кроме того, ампула имеет средства для разрыва мембран, для заправки силового цилиндра пусковым горючим и средства для фиксации подвижных элементов мембран после их разрыва, причем каждый из мембранных узлов включает в себя корпус, с одной стороны которого закреплена мембрана, а с другой стороны установлена заглушка, внутри корпуса установлен пиропривод, состоящий из цилиндрической направляющей и поршня со штоком, а с тыльной стороны мембраны прикреплен цилиндрический хвостовик, который соединен со штоком, кроме того, надпоршневая полость через отверстие в корпусе соединена с полостью штуцера, в которой установлен пиротехнический заряд, причем диаметр поршня больше диаметра срезываемой части мембраны, а соединение полости силового цилиндра с входным и выходным каналами осуществляется через кольцевой зазор, образующийся при разрыве мембраны и ее последующем перемещении.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда.

Изобретения относятся к области ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте содержит корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее и/или в заднее днище корпуса.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержит запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов.
Наверх