Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе
Владельцы патента RU 2778416:
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" (RU)
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетным двигателям малой тяги, работающим в непрерывных и импульсных режимах на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе. Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги состоит из агрегата зажигания и электроискровой свечи поверхностного разряда, корпуса воспламенительного устройства с форсуночными элементами подачи горючего и газообразного окислителя, электроклапана горючего, электропневмоклапана окислителя. В корпусе устройства по его оси последовательно расположены два коаксиальных канала: первый из них, находящийся ближе к свече зажигания, с меньшими равными диаметром и длиной, а второй - с большим в два раза диаметром и в пять раз большей длиной. В канал с меньшими геометрическими размерами через две струйные форсунки тангенциально подается горючее. В канал с большими диаметром и длиной через шесть струйных форсунок тангенциально подается газообразный окислитель. Со стороны свечи зажигания в корпусе расположена разрядная полость высотой h=0,75 мм, ограниченная с одной стороны торцевой поверхностью свечи, а с другой - диафрагмой с центральным отверстием диаметром в два раза меньшим диаметра канала, куда подается горючее. Периферийная область канала окислителя соединена с разрядной полостью посредством двух продольных каналов, расположенных в диаметрально противоположных направлениях относительно оси устройства. Целью изобретения является организация эффективного и надежного воспламенения в РДМТ на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно ракетным двигателям малой тяги (РДМТ), работающим в непрерывных и импульсных режимах на газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе в качестве исполнительных органов систем управления космических аппаратов, разгонных блоков, орбитальных станций и других космических объектов.
Такого типа двигатели особенно эффективны в составе двигательных установок, в которых маршевый ЖРД работает на высокоэнергетичных экологически чистых несамовоспламеняющихся компонентах топлива.
Известно устройство - ракетный двигатель малой тяги с воспламенением компонентов топлива в камере сгорания (патент RU №2386846, С2, 20.04.2010), содержащий камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенителя, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения.
При этом полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов.
Основными недостатками цитируемого устройства являются:
- неопределенность в способе подачи компонентов топлива в полость воспламенения: либо через периферийные каналы, либо через центральный профилированный канал, либо через те и другие одновременно;
- отсутствие механизмов смешения компонентов топлива в полости воспламенения, учитывая ее значительный объем и специфическую форму, а также образование области взаимодействия подготовленной смеси и электроискрового разряда свечи зажигания;
- сложность выполнения поверхностей полости воспламенения и профилированного центрального канала.
Известно устройство ракетного двигателя малой тяги, работающего на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем и способ его запуска (патент RU №2348828, С2, 10.03.2009), содержащее камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов.
Предложен способ запуска ракетного двигателя малой тяги, включающий разновременную подачу горючего и окислителя в зону смешения, воспламенение образовавшейся топливной смеси в зоне первоначального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения, при этом большую часть окислителя подают в зону смешения компонентов топлива после поступления туда полного расхода горючего, образовавшуюся смесь закручивают и подают одновременно в зону первоначального воспламенения компонентов топлива и в область основного горения, а меньшую часть окислителя подают в зону первоначального воспламенения.
Основными недостатками этого технического решения являются:
- затрудненное поступление газожидкостной смеси из полости закрутки через осевое отверстие в предкамеру (область воспламенительного устройства), поскольку предварительно в предкамеру поступает газообразный окислитель из коллектора «О» по отдельному каналу и повышает в предкамере давление, что приводит к противоположно направленным потокам из предкамеры и из полости закрутки (раздельная подача компонентов только усиливает эффект сталкивающихся потоков);
при воспламенении газожидкостной смеси в предкамере значительного объема, в последней происходит процесс неэффективного горения с образованием и осаждением на поверхности, включая воспламенительное устройство, сажи, что будет затруднять процесс воспламенения при многократном включении двигателя;
- сомнительно использование в качестве устройства воспламенения калильной свечи зажигания, изображенной на чертеже конструктивной схемы РДМТ, поскольку ее динамические свойства не отвечают требованиям большинства импульсных режимов РДМТ, особенно в области малых длительностей включения, пауз между импульсами и частот следования импульсов (τu ~ 50⋅10-3 с, τn ~ 50⋅10-3 с, f≤20 Гц).
Наиболее близким к заявленному техническому решению является устройство для воспламенения в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя (патент RU №2183763, С1, 20.06.2002), содержащее корпус, в котором центрально установлена электрическая свеча, реакционную полость, сужающуюся к выходу в камеру сгорания, полость подачи горючего и коллектор подвода окислителя. В устройство для воспламенения введен смесительный элемент, внутри которого образована реакционная полость, а на наружной поверхности выполнен шнек. На входе в шнек со стороны камеры сгорания размещен коллектор подвода окислителя. Полость подачи горючего образована во втулке, которая установлена с образованием подсвечной полости. Подсвечная полость соединена через центральное отверстие, выполненное во втулке, с полостью подачи горючего и сквозными отверстиями, выполненными во втулке смесительного элемента, установленного под втулкой с зазором со стороны камеры сгорания.
Основными недостатками этой конструкции являются:
- раздельная подача в подсвечную полость жидкого горючего через центральное отверстие, выполненное во втулке, и газообразного окислителя через сквозные отверстия, выполненные во втулке вокруг полости смешения горючего и окислителя в подсвечной полости;
- в случае же воспламенения горючего и окислителя в подсвечной полости полнота сгорания будет низкой, что ведет к сажеобразованию и ее осаждению на рабочий торец свечи зажигания, последнее будет препятствовать работе двигателя в импульсном режиме;
- для предотвращения воздействия теплового потока продуктов сгорания на торец свечи зажигания в устройстве предусмотрен пускоотсечной клапан на линии подачи горючего в полость горючего, что усложняет конструкцию, но, главным образом, систему управления двигателем.
Задачами, на решение которых направлено заявляемое устройство, являются:
- организация эффективного процесса воспламенения в ракетных двигателях малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе с помощью воспламенительного устройства, в котором осуществляется дозированная подача предварительно смешанных газообразных (газожидкостных) компонентов топлива в зону искрового разряда;
- снижение влияния процесса сажеобразования в области свечи зажигания и минимизация негативных эффектов, связанных с осаждением сажи на рабочий торец свечи;
- устранение других недостатков, отмеченных в характеристике аналогов и прототипа заявляемого устройства.
Техническим результатом является повышение надежности воспламенения газообразного (газожидкостного) топлива в камере ракетного двигателя малой тяги, минимизация незапусков при работе РДМТ, повышение уровня динамических параметров и характеристик, особенно в импульсном режиме работы РДМТ.
Технический результат достигается за счет того, что воспламенительное устройство ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе, состоящее из агрегата зажигания и электроискровой свечи поверхностного разряда, корпуса воспламенительного устройства с форсуночными элементами подачи горючего и газообразного окислителя, электроклапана горючего, электропневмоклапана окислителя, отличающееся тем, что в корпусе устройства по его оси последовательно расположены два коаксиальных канала: первый из них, находящийся ближе к свече зажигания, с меньшими равными диаметром и длиной, а второй - с большим в два раза диаметром и в пять раз большей длиной; при этом, в канал с меньшими геометрическими размерами через две струйные форсунки тангенциально подается горючее, а в канал с большими диаметром и длиной через шесть струйных форсунок тангенциально подается газообразный окислитель; со стороны свечи зажигания в корпусе расположена разрядная полость высотой h=0,75 мм, ограниченная с одной стороны торцевой поверхностью свечи, а с другой - диафрагмой с центральным отверстием диаметром в два раза меньшим диаметра канала, куда подается горючее; периферийная область канала окислителя соединена с разрядной полостью посредством двух продольных каналов, расположенных в диаметрально противоположных направлениях относительно оси устройства.
В циклограмме работы свечи предусмотрена команда на включение в непрерывных и импульсных режимах работы одновременно с открытием топливных клапанов, а отключение свечи в импульсных режимах -одновременно с закрытием клапанов горючего и окислителя, в непрерывном режиме отключение свечи зажигания производится через т=70 мс после ее включения.
Кроме того, срабатывание устройства, особенно в импульсных режимах, оценивается по показаниям телеметрии во время работы двигателя.
Сущность изобретения поясняется чертежом.
Устройство состоит из следующих элементов: 1 - свеча зажигания поверхностного разряда, 2 - корпус воспламенительного устройства, 3 - канал жидкого (газообразного) горючего, 4 - канал газообразного окислителя, 5 - струйная форсунка горючего, 6 - струйная форсунка окислителя, 7 - коллектор горючего, 8 - коллектор окислителя, 9 - разрядная полость, 10 - центральное отверстие в диафрагме, 11 - верхний фланец, 12 - нижний фланец, 13 - модельная камера сгорания, 14 -трубка подвода горючего, 15 - трубка подвода окислителя, 16 - продольный канал.
Работает устройство следующим образом.
Одновременно подается электрический сигнал на открытие клапанов горючего и окислителя, а также на агрегат зажигания (A3) для включения электроискровой свечи.
При этом первой откликается на сигнал свеча зажигания (1), которая начинает работать в режиме «тренировки».
Затем, учитывая время открытия и заполнения газом заклапанной полости, в устройство через коллектор (8) и струйные форсунки (6) в канал окислителя (4) поступает окислитель, образуя закрученное течение и обеспечивая на основании свойств течения закрученного потока газа в каналах разность давления между осевой и периферийной областями в канале окислителя.
Кроме этого, окислитель поступает в разрядную полость (9), повышает в ней давление по отношению к давлению разрежения, которое было в первоначальный момент времени, таким образом, создавая условия для того, чтобы разряд свечи принял рабочую форму, размеры, расчетную частоту и мощность.
Если в двигателе используется жидкое горючее, то учитывая время открытия клапана и увеличенное (по отношению к газообразному компоненту) время заполнения заклапанных полостей, жидкое горючее через коллектор (3) и струйные форсунки (5) с некоторым запозданием поступает в канал горючего (3).
При тангенциальном исполнении форсунок горючего, жидкость осаждается на стенке канала (3) и поступает в канал (4) в виде тонкой пленки, где взаимодействует с закрученным потоком окислителя, образуя газожидкостную смесь.
Если в двигателе используется газообразное горючее, то в воспламнительном устройстве проходит та же последовательность процессов, но условия смешения компонентов топлива в канале (4) улучшаются и происходит более полное смешение газообразного топлива.
Далее через продольные каналы (16) за счет разности давления между периферийной и осевой областями в канале (4), газожидкостная (или газообразная смесь) поступает в разрядную полость свечи зажигания (9), где взаимодействует с электроискровым разрядом до момента воспламенения топливной смеси. Причем, учитывая малый объем разрядной полости, горение топлива в ее пределах и, главным образом, сажеобразование, не происходит.После воспламенения продукты через центральное отверстие (10) и каналы горючего (3) и окислителя (4) поступают в камеру сгорания (13), где происходит воспламенение основного топливного заряда, составляющие которого подаются в камеру РДМТ через соответствующие форсуночные элементы двигателя (на чертеже не показаны), реализуя, таким образом, химический способ воспламенения в ракетном двигателе малой тяги на газообразном (газожидкостном) топливе, используя минимальный уровень энергии, генерируемой агрегатом и свечой зажигания, а значит и минимальные вес и габариты системы в целом.
Если РДМТ работает в импульсном режиме, то свеча зажигания отключается вместе с клапанами горючего и окислителя и охлаждение ее рабочего торца происходит остатками газообразного окислителя в период последействия соответствующего клапана. Если двигатель работает в непрерывном режиме, то команда на отключение свечи подается через 70 мс после начала ее работы (заложено в циклограмму работы РДМТ) и охлаждение свечи происходит окислителем до момента отключения двигателя.
1. Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном или жидком горючем и газообразном окислителе, состоящее из агрегата зажигания и электроискровой свечи поверхностного разряда, корпуса воспламенительного устройства с форсуночными элементами подачи горючего и газообразного окислителя, электроклапана горючего, электропневмоклапана окислителя, отличающееся тем, что в корпусе устройства по его оси последовательно расположены два коаксиальных канала: первый из них, находящийся ближе к свече зажигания, с меньшими равными диаметром и длиной, а второй - с большим в два раза диаметром и в пять раз большей длиной; при этом в канал с меньшими геометрическими размерами через две струйные форсунки тангенциально подается горючее, а в канал с большими диаметром и длиной через шесть струйных форсунок тангенциально подается газообразный окислитель; со стороны свечи зажигания в корпусе расположена разрядная полость высотой h=0,75 мм, ограниченная с одной стороны торцевой поверхностью свечи, а с другой - диафрагмой с центральным отверстием диаметром в два раза меньшим диаметра канала, куда подается горючее; периферийная область канала окислителя соединена с разрядной полостью посредством двух продольных каналов, расположенных в диаметрально противоположных направлениях относительно оси устройства.
2. Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном или жидком горючем и газообразном окислителе по п. 1, отличающееся тем, что в циклограмме работы свечи предусмотрена команда на включение в непрерывных и импульсных режимах работы одновременно с открытием топливных клапанов, а отключение свечи в импульсных режимах - одновременно с закрытием клапанов горючего и окислителя, в непрерывном режиме отключение свечи зажигания производится через τ=70 мс после ее включения.
3. Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном или жидком горючем и газообразном окислителе по п. 1, отличающееся тем, что срабатывание устройства, особенно в импульсных режимах, оценивается по показаниям телеметрии во время работы двигателя.
