×
19.06.2019
219.017.8b56

ИМПУЛЬСНЫЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода детонационного топлива, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией детонационного топлива и тяговое осесимметричное сопло и устройство запирания. Тяговое осесимметричное сопло установлено на выходе камеры сгорания и содержит канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации. Устройство запирания выполнено в виде роторного клапана, расположенного в критическом сечении сопла и выполненного в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси. В направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела. Ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости. Двигатель также содержит лазерную систему импульсного зажигания лазерной искрой, возбуждаемой в камере сгорания, командный датчик синхронной подачи импульса зажигания и запирания выхода камеры сгорания роторным клапаном, один выход которого соединен с лазерной системой, а другой связан с приводом роторного клапана. Изобретение позволяет увеличить стабильность работы двигателя, расширить диапазон его рабочих режимов, уменьшить вибрационные нагрузи. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному детонационному ракетному двигателю.

Известны импульсные реактивные двигатели для создания управляющих моментов небольшой длительности (Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. / Н.М.Беляев, Н.П.Белик, Е.И.Уваров. - М., Машиностроение, 1979 - 232 с.). Эти устройства (Фиг.1) включают камеру сгорания в виде детонационной трубы, импульсное воспламенительное устройство топливной смеси, размещенное в камере сгорания, газодинамическое осесимметричное тяговое сопло для создания направленного импульса тяги, расположенное на выходе камеры сгорания.

Известно что увеличение эффективности рабочего процесса в указанных двигателях может быть достигнуто путем перехода от дефлаграционного режима горения к детонационному режиму, когда тепловые процессы в камере сгорания проистекают взрывным образом.

При этом энергия, выделяющаяся при детонационном горении, будет больше, чем при дефлаграционном горении за счет более высокой температуры образующихся продуктов сгорания по сравнению с обычным дефлаграционным горением. (См., например, Фролов С.М. Перспективы использования детонационного сжигания топлива в энергетике и на транспорте. // Тяжелое машиностроение. - 2003. №9 - С.18.)

Тяга в импульсных детонационных двигателях (см. Фиг.1) создается в результате воздействия продуктов сгорания на торцевую стенку высоким давлением за детонационной волной, которая может опосредованно инициироваться объемным микровзрывом в камере сгорания, заполненной горючей смесью.

Известны пульсирующие детонационные двигатели двух типов: воздушно-реактивные с потреблением атмосферного кислорода (импульсные детонационные воздушно-реактивные двигатели) и ракетные (импульсные детонационные ракетные двигатели). Режим работы микродвигателей в системе стабилизации и ориентации характеризуется временем одиночного импульса создания тяги и частотой следования импульсов включения двигателя, которая может составлять от одного импульса в секунду до одного импульса за несколько минут или часов. Для эффективной работы импульсного детонационного ракетного двигателя необходимо обеспечить высокую частоту повторения инициирования детонационной волны (порядка 100-200 Гц). При использовании импульсного детонационного ракетного двигателя в системе ориентации система управления должна обеспечивать условия периодического, кратковременного запирания тракта двигателя от внешней среды в момент наполнения свежей горючей смесью камеры сгорания после прохождения детонационной волны.

Известен импульсный детонационный двигатель (Патент США №6,505,462 опубл. 2003 г.) с роторным клапаном, расположенным в детонационной трубе между компрессором и камерой сгорания. В качестве источника воспламенения в камере сгорания используется свеча зажигания. Клапан имеет вращаемый сердечник, который полностью перекрывает сечение детонационной трубы.

Поступление топлива в камеру сгорания осуществляется по отдельным каналам в сердечнике клапана. При вращении сердечника клапана относительно оси трубы и совпадении каналов сердечника с дренажными отверстиями в торцевой стенке камеры топливная смесь периодически, порционно поступает в камеру сгорания через дренажные отверстия в виде отдельных не перемешанных между собой струй топливной смеси по всему сечению детонационной трубы, что создает неравномерность распределения топливной смеси по объему камеры сгорания, препятствует эффективной детонации и уменьшает тяговый импульс двигателя.

Кроме того, данный известный детонационный двигатель является импульсным детонационным воздушно-реактивным двигателем с потреблением атмосферного кислорода. Наиболее близким техническим решением является импульсный детонационный ракетный двигатель (Патент РФ №2026502, опубл. 09.01.1995 г.), содержащий камеру сгорания, в которую порционно с помощью пневмоклапанов и рычагов возвратно-поступательного движения подают компоненты топливной смеси, а выхлопной канал на выходе камеры в момент ее заполнения топливом и поджига от свечи зажигания герметично перекрывают гибкой лентой с помощью поперечной прижимной планки к выхлопному каналу камеры сгорания при обеспечении герметичного поступательного перемещения ленты по прижимной планке с помощью барабанов и пружин различной жесткости.

Недостатком данного устройства является использование в процессе работы двигателя расходного материала в виде гибкой ленты, перемещаемой по прижимной планке. В результате работы двигателя в детонационном режиме лента разрушается и требует периодической замены в процессе эксплуатации, что приводит к общей неравномерности работы двигателя и ухудшает экономические и эксплуатационные характеристики всей реактивной системы ориентации и управления в целом. Кроме того, применение в системах управления рабочим процессом двигателя механизмов, основанных на возвратно-поступательном движении рычагов и штоков, сопровождается повышенной вибрацией всей конструкции двигателя, что вызывает в свою очередь преждевременную изнашиваемость отдельных узлов и нестабильность работы детонационного двигателя в целом. Работа импульсных клапанов вызывает повышенный уровень вибраций, особенно в основных газопроводных магистралях с наибольшим проходным сечением.

В основу изобретения положена задача повышения эксплуатационных характеристик импульсного детонационного ракетного двигателя.

Техническим результатом является повышение стабильности работы и расширение диапазона рабочих режимов работы двигателя.

Другим техническим результатом является уменьшение вибрационных нагрузок и повышение стабильности работы импульсного детонационного ракетного двигателя за счет минимизации количества импульсных клапанов.

Поставленная задача решается тем, что импульсный детонационный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода горючей смеси, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией горючей смеси, согласно изобретению дополнительно содержит тяговое осесимметричное сопло, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации, и устройство запирания в виде роторного клапана, причем клапан расположен в критическом сечении сопла и выполнен в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси, а в направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела, причем ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости, и лазерную систему импульсного зажигания лазерной искрой, возбуждаемой в камере сгорания, командный датчик синхронной подачи импульса зажигания и запирания выхода камеры сгорания роторным клапаном, один выход которого соединен с лазерной системой, а другой связан с приводом роторного клапана.

Лазерная система импульсного зажигания должна содержать лазер, связанный с линзой, установленной в стенке камеры сгорания, и блок импульсного включения лазера, вход которого связан с командным датчиком, а выход соединен с лазером.

Привод цилиндрического тела роторного клапана может быть выполнен в виде ременной или червячной передачи.

Целесообразно чтобы импульсный детонационный ракетный двигатель был бы снабжен емкостью с предварительно перемешанной рабочей смесью детонационного топлива, выход которой через обратный клапан был соединен трубопроводом с входом в камеру сгорания.

Суть изобретения основана на организации циклической или периодической детонации смесей горючего с окислителем. Известно, - Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. Из-во «Наука» М., 1976, 888 с.-, что направленный импульс тяги эффективно можно реализовать с помощью струи, истекающей через сопловое устройство типа сопла Лаваля, которое содержит дозвуковую часть, представляющую сужающийся канал в направлении течения, и сверхзвуковую часть - быстро расширяющийся канал, например, конической формы, от некоторого минимального сечения, которое называется критическим сечением.

Сопло со стороны дозвуковой части имеет неподвижную глухую заднюю стенку, взаимодействие с которой струи сопла создает тягу и соответствующий импульс. Задняя стенка является одновременно элементом конструкции камеры сгорания двигателя.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и фиг.1 и фиг.2, где представлена принципиальная схема импульсного детонационного ракетного двигателя, согласно изобретению, с роторным клапаном в открытом положении (фиг.1) и дополнительно показан тот же роторный клапан в закрытом положении (фиг.2).

Импульсный детонационный ракетный двигатель, согласно изобретению, содержит емкость 17 с предварительно перемешанной рабочей горючей смесью топлива, камеру сгорания 2 с задней стенкой 1, соединенную трубопроводом 19 с емкостью 17 через обратный клапан 18 одностороннего движения топливной смеси в камеру сгорания 2. Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит также тяговое осесимметричное сопло 12, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля 12 (сужающийся 10 и быстро расширяющийся канал 11 в направлении истечения продуктов детонации) и устройство запирания в виде роторного клапана 9, причем клапан расположен в критическом сечении сопла 12 и выполнен с возможностью переключения расхода продуктов детонации через тяговое сопло. Для переключения роторный клапан 9 снабжен шкивом 13.

Кроме того, импульсный детонационный ракетный двигатель, согласно изобретению, содержит лазерную систему зажигания топливной смеси с лазерной искрой 3, возбуждаемой в камере сгорания 2. Применение лазерной искры позволяет наиболее эффективно возбуждать детонацию в камере двигателя за счет более высокой мощности излучения в лазерной искре по сравнению с действием традиционной свечи зажигания. Искровая лазерная система зажигания включает лазер, в частности твердотельный импульсно-периодический лазер Nd-Yag, например, компании Quantronics. Детонация горючей смеси в компактной камере сгорания может быть осуществима в метановоздушных горючих смесях с помощью современной лазерной техники, проверенной экспериментально (см., например, Тrаn X.PHUOC and FREDRICK P.WHITE. Laser-Induced Spark Ignition of CH4/Air Mixtures. // Combustion and Flame. November 1999, volume 119, Number 3). Лазер 5 связан с фокусирующей линзой 6, размещенной в боковой стенке камеры сгорания 2, блок 4 импульсного включения лазера соединен с лазером 5, командный датчик 19 соединен с электродвигателем 14 и с блоком 4 для включения лазера синхронно с угловым положением привода роторного клапана 9 при его вращении шаговым электродвигателем 14. Роторный клапан выполнен в виде цилиндрического тела 9 с осью вращения 16, проходящей через критическое сечение тягового сопла 12 и перпендикулярно его оси 20, при этом в направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал 21, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела, причем ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости. Привод вращения цилиндрического тела 9 связан с командным датчиком 15 углового поворота роторного переключателя и синхронизован со временем включения импульсного лазера 5 блоком 4.

На фиг.1 сквозной канал 21 совпадает с контуром тягового сопла и сопло открыто; в положении фиг.2 тяговое сопло закрыто.

Импульсный детонационный ракетный двигатель согласно изобретению работает следующим образом. Рассмотрим в начале принцип работы двигателя в режиме одиночных импульсов. После прохождения детонационной волны и выброса продуктов сгорания через тяговое сопло создается единичный импульс тяги. После выброса продуктов сгорания роторный переключатель 9 приводится в закрытое положение, тяговое сопло запирается. Так как после прохождения детонационной волны сжатия следует волна разрежения, в камере сгорания создается разрежение, и свежая порция топливной смеси из емкости 17 по трубопроводу 19 через клапан 18 поступает в камеру сгорания 2, заполняя ее. Далее следует импульс включения лазера, возникает лазерная искра, которая инициирует детонационное сжигание очередной порции топливной смеси в камере сгорания. С помощью командного датчика 15 открывается роторный переключатель. Возникающая детонационная волна выбрасывает продукты горения, через тяговое сопло, создавая второй единичный импульс. Далее процесс может возобновляться периодически в автоматическом режиме с периодом, равным времени между положениями роторного переключателя «открыто» - «закрыто».

Предлагаемое устройство позволяет переходить в многочастотный режим, когда частота следования одиночных импульсов может быть сделана довольно большой и определяться в основном скоростью заполнения камеры сгорания и частотой работы импульсного лазера. В этом случае роторное устройство необходимо установить в положение «открыто», а работу лазера перевести в режим непрерывной импульсной модуляции с частотой следования импульсов порядка 100-200 Гц. При этом алгоритм детонационного процесса, как нетрудно понять, остается аналогичным описанному выше.

Изобретение может быть использовано при конструировании реактивных систем летательных аппаратов, включая космические.

Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 204 items.
10.02.2013
№216.012.23f8

Система регулирования осевых сил на радиально-упорном подшипнике ротора турбомашины

Изобретение относится к системе регулирования осевых сил на радиально-упорном подшипнике ротора турбомашины и позволяет уменьшить воздействие осевой силы на радиально-упорный подшипник передней части составного ротора турбомашины путем перераспределения по заданному закону избыточной силы на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474710
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.2458

Способ мультиантенной электростатической диагностики газотурбинных двигателей на установившихся и неустановившихся режимах работы

Изобретение относится к области диагностики технического состояния газотурбинных двигателей. Технический результат - повышение эффективности и оперативности диагностики технического состояния газотурбинных двигателей в процессе их производства, испытаний и эксплуатации. Технический результат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474806
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2baa

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476705
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c7c

Способ диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков

Изобретение относится к области авиационной техники. По замерам полетной информации определяют величину R идеальной тяги двигателя как R=R- GV, где R - условная тяга реактивного сопла, соответствующая полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления, G - расход воздуха на входе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476915
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.33c5

Способ изготовления интегрального блиска с охлаждаемыми рабочими лопатками, интегральный блиск и охлаждаемая лопатка для газотурбинного двигателя

Отдельные охлаждаемые лопатки из монокристаллического сплава соединяют с дисковой частью из гранулируемого сплава в единую деталь горячим изостатическим прессованием (ГИП) в зоне, где длительные прочности этих сплавов одинаковы при одной и той же температуре в длительном рабочем режиме...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478796
Дата охранного документа: 10.04.2013
10.05.2013
№216.012.3e2d

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, а также устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481484
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.06.2013
№216.012.4d6c

Газодинамический воспламенитель

Изобретение может быть использовано в авиационных и ракетных двигателях и стендовых газоструйных устройствах. Газодинамический воспламенитель содержит полый корпус, стержневой газоструйный излучатель со сверхзвуковым кольцевым соплом, резонатор с цилиндрической полостью, соединительную камеру с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485402
Дата охранного документа: 20.06.2013
10.07.2013
№216.012.5497

Газогенератор гтд

Газогенератор газотурбинного двигателя содержит двухступенчатый центробежный компрессор, камеру сгорания и, по меньшей мере, одну осевую ступень турбины, связанную с компрессором по оси в единый ротор, установленный в статоре на подшипниках качения. Рабочие колеса ступеней компрессора и турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487258
Дата охранного документа: 10.07.2013
10.08.2013
№216.012.5d9f

Экологически чистая газотурбинная установка регенеративного цикла с каталитической камерой сгорания и способ управления ее работой

Экологически чистая газотурбинная установка регенеративного цикла с каталитической камерой сгорания содержит осевой компрессор, турбину, теплообменник-рекуператор, каталитическую камеру сгорания, соединяющий их газовоздушный канал, топливную систему с форсункой, систему автоматического...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489588
Дата охранного документа: 10.08.2013
27.08.2013
№216.012.6526

Способ определения коэффициента сухого трения фрикционных пар при быстро осциллирующих перемещениях

Изобретение относится к области исследований и физических измерений. Сущность: одну неподвижную деталь фрикционной пары, выполняющую функцию демпфера, прижимают с варьируемым регулируемым усилием к другой подвижной детали этой пары, совершающей на резонансной частоте быстро осцилирующее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491531
Дата охранного документа: 27.08.2013
Showing 1-10 of 21 items.
10.05.2013
№216.012.3e2d

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, а также устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481484
Дата охранного документа: 10.05.2013
27.10.2013
№216.012.7a65

Поршневой двигатель с компрессионным зажиганием и способ его работы

Изобретение относится к области двигателестроения и позволяет расширить диапазон рабочих режимов двигателя с компрессионным зажиганием за счет повышения устойчивости воспламенения топливовоздушной смеси в цилиндре ДВС. Техническим результатом является упрощение конструкции двигателя и снижение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002496995
Дата охранного документа: 27.10.2013
27.10.2013
№216.012.7a67

Двигатель внутреннего сгорания и способ его работы

Изобретение относится к области двигателестроения и обеспечивает низкоэмиссионное сгорание топливовоздушной смеси, снижает риск взрыва топливовоздушной смеси. Техническим результатом является упрощение конструкции двигателя, повышение надежности и снижение токсичности продуктов сгорания....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002496997
Дата охранного документа: 27.10.2013
27.01.2014
№216.012.9c6b

Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха, снабженную устройством воздействия на поток вторичного воздуха в полости кольцевого канала между стенками...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002505749
Дата охранного документа: 27.01.2014
10.04.2014
№216.012.b45e

Способ сжигания углеводородного топлива в газотурбинных двигателе или установке

Способ сжигания углеводородного топлива в газотурбинных двигателе или установке, содержащих камеру сгорания, заключается в поступлении на ее вход потока углеводородного топлива и потока воздуха, сжатого в компрессоре до высокого давления. Топливовоздушную смесь воспламеняют, а полученные при...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511893
Дата охранного документа: 10.04.2014
20.04.2014
№216.012.bab7

Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, расположенную в корпусе перфорированную жаровую трубу с зонами горения и разбавления, систему подачи топлива, систему подачи первичного и вторичного потоков воздуха и устройство зажигания топливовоздушной смеси. Система подачи потоков...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002513527
Дата охранного документа: 20.04.2014
27.07.2014
№216.012.e4e9

Способ получения водорода

Изобретение относится к области химии, а более точно к способу получения водорода. Способ получения водорода путем взаимодействия алюминия и воды представляет собой псевдоожижижение алюминия в виде нанопорошока потоком сжатого инертного газа и приведение в контакт полученного реагента с водяным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002524391
Дата охранного документа: 27.07.2014
27.09.2014
№216.012.f6de

Нанокомпонентная энергетическая добавка и жидкое углеводородное топливо

Изобретение относится к нанокомпонентной энергетической добавке в жидкое углеводородное топливо в виде наночастиц металла, при этом в качестве наночастиц металла используются неоксидированные наночастицы алюминия размером не более 25 нм, покрытые антиоксидантным протектором. Также описывается...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002529035
Дата охранного документа: 27.09.2014
10.12.2014
№216.013.0d11

Плазменный двигатель на наночастицах металлов или металлоидов

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Плазменный двигатель на наночастицах металлов или металлоидов содержит последовательно расположенные камеру сгорания, один вход в которую служит для ввода твердых наночастиц металла или металлоида в качестве топлива, а другой - для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002534762
Дата охранного документа: 10.12.2014
10.02.2015
№216.013.22e5

Способ и газотурбинная установка для утилизации попутных нефтяных газов

Изобретение относится к нефтяной и газовой промышленности, а более конкретно к способу и установке для утилизации попутных нефтяных газов. Способ утилизации попутных нефтяных газов, содержащих сероводород, заключается в сжигании газов в камере сгорания и преобразовании выделяющейся тепловой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002540386
Дата охранного документа: 10.02.2015
+ добавить свой РИД