Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения продуктов сгорания

Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения продуктов сгорания.

Полезная модель относится к аэрокосмической технике, может быть использована в летательных аппаратах и предназначена улучшить тягово-экономические параметры пульсирующих двигательных установок.

Технический результат - повышение надежности двигателя, улучшение его экономичности при работе на атмосферном участке полета, и, следовательно, улучшение энергетических характеристик.

Для этого в пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель, содержащий баки с горючим 1 и окислителем 2, камеру сгорания 3, сопло Лаваля 11, клапаны горючего 4 и окислителя 5, систему зажигания 6, теплообменники системы горючего 9 и окислителя 10, размещенные на камере сгорания 3, а также ресиверы горючего 7 и окислителя 8, введена резонансная труба 12, которая вставляется в закритическую часть сопла Лаваля 11.

Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения продуктов сгорания.

Предлагаемая полезная модель относится к аэрокосмической технике, может быть использована на летательных аппаратах и предназначена улучшить тягово-экономические параметры пульсирующих двигателей.

Известен пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с соплом Лаваля, разработанный фирмой Adroit System Inc. (ASI) (ныне дочернее предприятие Pratt & Whitney (США)), который описан в статье "Rocket PDE tested", журнал "Aviation Week @ Space Technology", 1998 г., 148, №18, с50 и в докладе "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", (c2.) на 6-ом Интернациональном симпозиуме по двигателям для космических транспортных систем 21 века, 14-17 мая 2002 года в Версале (Франция).

Работа двигателя фирмы Adroit System Inc. (ASI) основана на том, что подача в камеру сгорания газообразных компонентов топлива осуществляется в результате созданного избыточного давления в баках и разряжения в камере сгорания, возникающего при пульсационном горении топлива. Дальнейшее горение компонентов топлива и выброс горячего газа через сопло Лаваля происходит периодически в результате микровзрыва (детонации).

Данный двигатель имеет следующие недостатки:

- сопло Лаваля в атмосфере работает на нерасчетном режиме;

- нет системы, регулирующей выходное сечение сопла двигателя в зависимости от высоты полета.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель на жидких

компонентах топлива водорода и кислорода по патенту на полезную модель №40081 опубликованному 27.08.2004 г., принятый за прототип.

На фиг.1 приведена схема двигателя-прототипа, где обозначено:

1 - бак с горючим;

2 - бак с окислителем;

3 - камера сгорания;

4 - клапан горючего;

5 - клапан окислителя;

6 - система зажигания;

7 - ресивер газообразного горючего;

8 - ресивер газообразного окислителя;

9 - теплообменник системы горючего;

10 - теплообменник системы окислителя;

11 - сопло Лаваля.

Двигатель содержит баки с горючим 1 и окислителем 2, камеру сгорания 3, сопло Лаваля 11, клапаны горючего 4 и окислителя 5, систему зажигания 6, ресиверы газообразного горючего 7 и газообразного окислителя 8, теплообменники системы горючего 9 и окислителя 10 соответственно.

Работа данного двигателя в атмосфере и безвоздушном пространстве заключается в следующем. В результате созданного разряжения в камере сгорания 3, в топливные магистрали поступают жидкие горючее и окислитель из баков 1 и 2 через теплообменники 9 и 10, расположенные на камере сгорания 3, в которых компоненты топлива нагреваются и испаряются. Испаряющиеся газы накапливаются в ресиверах 7 и 8. Далее газообразные продукты поступают в камеру сгорания 3 через клапаны 4 и 5. Клапаны 4 и 5 закрываются, включается система зажигания 6, топливная смесь детонирует. Из сопла Лаваля 11 истекают продукты горения, создавая разрежение в конце фазы истечения. Клапаны 4 и 5 открываются под действием разрежения, и засасывается новая порция компонентов топлива. Далее процесс повторяется.

Недостатком двигателя-прототипа является работа сопла Лаваля (спроектированное на большую степень разряжения) на уровне Земли в нерасчетном режиме, что снижает тягу, приводит к вибрационной работе, дестабилизирует режим охлаждения.

Предлагаемое техническое решение позволяет устранить недостатки двигателя - прототипа.

Для устранения указанных недостатков в пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель, содержащий баки с горючим и окислителем, камеру сгорания, сопло Лаваля, клапаны горючего и окислителя, систему зажигания, теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя, согласно полезной модели, введена резонансная труба, которая вставляется в закритическую часть сопла Лаваля.

Предлагаемый двигатель показан на фиг.2, где обозначено:

1 - бак с горючим;

2 - бак с окислителем;

3 - камера сгорания;

4 - клапан горючего;

5 - клапан окислителя;

6 - система зажигания;

7 - ресивер газообразного горючего;

8 - ресивер газообразного окислителя;

9 - теплообменник системы горючего;

10 - теплообменник системы окислителя;

11 - сопло Лаваля;

12 - резонансная труба.

Предлагаемый пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения продуктов сгорания содержит баки горючего 1 и окислителя 2, камеру сгорания 3, сопло Лаваля 11, на корпусе камеры сгорания установлены клапаны горючего 4 и окислителя

5, теплообменники 9 и 10, а также система зажигания 6, закрепленная в

торцевой части корпуса.

На уровне земли предлагаемый двигатель работает следующим образом. При возникновении разряжения в камере сгорания 3 жидкие горючее и окислитель из баков 1 и 2 поступают в теплообменники 9 и 10, расположенные на камере сгорания 3, где компоненты топлива нагреваются и испаряются. Испаряющиеся газы накапливаются в ресиверах 7 и 8. Далее газообразные продукты поступают в камеру сгорания 3 через клапаны 4 и 5. Клапаны 4 и 5 закрываются, включается система зажигания б, топливная смесь детонирует. Продукты сгорания истекают из камеры сгорания 3 через резонансную трубу 12 и создают разряжение в конце фазы истечения. Клапаны 4 и 5 открываются под действием разряжения и давления компонентов топлива, и процесс повторяется.

При увеличении высоты полета (в безвоздушном пространстве) резонансная труба 12 принудительно удаляется из сопла Лаваля 11. В дальнейшем газ, вытекающий из камеры сгорания 3, расширяется по газодинамическому контуру сопла Лаваля 11, которое эффективно работает за пределами атмосферы.

Длина резонансной трубы рассчитывается по формуле:

L _pт=kd_рт

L_рт - длина резонансной трубы; d_рт - диаметр резонансной трубы, d_pт=d _кр, где d_кр - диаметр критического сечения сопла Лаваля; k - безразмерный коэффициент, определяемый опытным путем, k=10-14.

Таким образом, в предлагаемом двигателе происходит истечение газа из резонансной трубы при полете в атмосфере. В дальнейшем резонансная труба принудительно сбрасывается при подъеме двигателя в безвоздушное пространство, где используется сопло Лаваля.

Проведенный технический анализ предложенного двигателя по сравнению с прототипом показал, что

- резонансная труба позволяет улучшить энергетические характеристики двигателя при полете в плотных слоях атмосферы;

- происходит ступенчатое регулирование двигателя при наборе высоты;

- улучшается запуск двигателя, выход на режим работы в атмосфере. Следовательно, предложенное техническое решение позволяет повысить тягово-экономические параметры пульсирующего детонационного однокамерного ракетного двигателя при работе в атмосфере и повысить его надежность.

1. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, сопло Лаваля, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя, отличающийся тем, что содержит резонансную трубу, установленную в закритической части сопла Лаваля.

2. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения по п.1, отличающийся тем, что длина резонансной трубы рассчитывается по формуле:

L_рт=kd_рт,

где L_рт - длина резонансной трубы; d _рт - диаметр резонансной трубы, d_рт =d_кр, где d_кр - диаметр критического сечения сопла Лаваля; k - безразмерный коэффициент, определяемый опытным путем, k=10-14.