Результат интеллектуальной деятельности: КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ИЛИ ГАЗОГЕНЕРАТОРА

Область техники

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

Предшествующий уровень техники

Известно изобретение (см. патент RU №2348828, МПК F02K 9/95, 2009 г.), в котором предложен ракетный двигатель малой тяги (РДМТ), содержащий камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов топлива. В смесительную головку двигателя подают жидкое горючее и затем газообразный окислитель. Весь расход горючего и большая часть расхода окислителя поступают в тангенциальные каналы, где смешиваются с образованием пусковой порции смеси с избытком горючего. Образовавшуюся топливную смесь закручивают и подают одновременно в камеру сгорания и в предкамеру. В предкамеру по отдельному каналу одновременно подают остальную часть расхода окислителя. Поступившую в предкамеру смесь компонентов топлива смешивают с окислителем до образования оптимального для воспламенения состава и воспламеняют. Образовавшийся факел продуктов сгорания поджигает топливную смесь в камере сгорания, и двигатель запускается.

К недостаткам этих устройств относятся обязательное наличие предкамер, что усложняет их конструкцию, увеличивает массу и габариты. Кроме того, эти устройства имеют дополнительные каналы подачи окислителя в предкамеры. Они требуют настройки специальной системы регулирования при запуске двигателя.

Известно также изобретение (см. патент RU №2477383, МПК F02K 9/95, 2013 г.), в котором описан способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги, включающий подачу расхода горючего и большей части расхода окислителя в область основного горения, подачу меньшей части расхода окислителя в область начального воспламенения, воспламенение топливной смеси в области начального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения, при этом весь расход горючего подают в область основного горения, из которой малую часть расхода горючего подают в область начального воспламенения, при этом окислитель подают не раньше горючего. Воспламенение компонентов топлива в этой конструкции осуществляется с помощью электрической свечи.

Использование в качестве источника воспламенения компонентов топлива электрической свечи снижает надежность работы двигателя при многократных включениях из-за загрязнения свечи продуктами неполного сгорания. Применение предкамеры в двигателе увеличивает его массу и габариты.

Известен способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя (см. патент RU №2326263, МПК F02K 9/95, 2008 г.), согласно которому воспламенение компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя осуществляется в предкамере с получением факела продуктов сгорания, воспламеняющих основной расход компонентов топлива. Воспламенение смеси компонентов осуществляют путем фокусировки лазерной энергии с образованием оптического пробоя. Подачу компонентов топлива и подачу лазерной энергии осуществляют таким образом, чтобы соотношение компонентов топлива в области фокусировки лазерной энергии было оптимальным для воспламенения. Устройство для осуществления этого способа содержит корпус с каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, устройство подачи энергии и реакционную полость. В качестве устройства подачи энергии используется лазерная свеча, снабженная фокусирующей линзой и установленная в корпусе устройства соосно и с зазором относительно канала транспортировки продуктов сгорания. Выходной торец лазерной свечи и входной торец канала транспортировки образуют реакционную полость. Вход лазерной свечи оптически соединен по световоду с выходом лазера, В другом варианте устройства вблизи выходного торца лазерной свечи расположена мишень. В еще одном варианте устройства для транспортировки излучения в реакционную полость используется оптическое волокно. В этом варианте устройство выполнено без фокусирующей линзы.

Недостатком такого технического решения является то, что мишень расположена в потоке воспламеняющейся топливной смеси, что снижает ресурс работы устройства. Кроме того, продукты сгорания в результате излучения лазера могут нарушить его оптическую систему.

Известно также изобретение (см. патент RU №2400644, МПК F02K 9/95, 2010 г.), в котором предложен ракетный двигатель, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, включающий камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и тангенциальными каналами для подачи топливной смеси в камеру сгорания с полостью закрутки и устройство воспламенения топливной смеси, согласно изобретению устройством воспламенения топливной смеси служит источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, герметично установленным непосредственно на смесительную головку, при этом лазерный луч направлен в осевой канал - зону первоначального воспламенения компонентов в точку фокусировки на поверхности осевого канала либо в объеме топливной смеси. Способ запуска ракетного двигателя малой тяги, включающий подачу горючего и окислителя в зону смешения компонентов с последующей закруткой и воспламенением образовавшейся топливной смеси, при этом весь расход окислителя и горючего подают одновременно в зону смешения компонентов с образованием топливной смеси, полученную смесь закручивают и подают одновременно в область основного горения и зону первоначального воспламенения компонентов топлива - в осевой канал, где полученную смесь воспламеняют путем фокусировки лазерного излучения в область оптического пробоя на поверхности осевого канала либо в объеме топливной смеси.

К недостаткам этих устройств относятся обязательное наличие предкамер и выполнение в смесительной головке камеры сгорания тангенциальных каналов, в которых происходит смешение и закрутка топливной смеси, что усложняет конструкцию двигателя, увеличивает его массу и габариты.

Известно также изобретение (см. патент RU №2451818, МПК F02K 9/95, 2012 г.), в котором приведены три конструкции предкамер, работающие как на жидких, так и на газообразных компонентах ракетных топлив, воспламеняющихся с помощью лазерной свечи. В первом варианте конструкции лазерное устройство воспламенения компонентов топлива содержит корпус с газоводом - каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, установленную в корпусе устройства несоосно газоводу, при этом реакционная полость расположена в газоводе, а лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем. Второй вариант отличается от первого тем, что часть одного из компонентов топлива подается на охлаждение газовода и выбрасывается в камеру сгорания.

Применение предкамер для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ЖРД усложняет его конструкцию, увеличивает массу и габариты.

Прототипом предлагаемого изобретения является техническое решение, приведенное в патенте RU №2468240, МПК F02K 9/95, 2012 г., в котором приведена камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов, содержащая корпус камеры с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов топлива и лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем. Узел может быть герметично установлен непосредственно на смесительную головку или на боковую поверхность камеры сгорания. Кроме того, устройство снабжено дополнительно, по крайней мере, одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, а также мишенью, устанавливаемой в камере сгорания в области фокусировки лазерного излучения. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива основан на подаче компонентов топлива и воспламенении топливной смеси путем подачи лазерного излучения и его фокусировки в область оптического пробоя, при этом весь расход окислителя и горючего подают непосредственно в зону горения, где осуществляют их воспламенение при соотношении компонентов, достаточном для воспламенения топливной смеси.

Установка мишени в объеме камеры сгорания не обеспечит многократный запуск двигателя, т.к. в процессе его работы мишень сгорит.

Кроме того, из описания изобретения не понятно, на какую внутреннюю огневую стенку фокусируют луч лазера - вблизи стенки, в которой установлена лазерная свеча, или противоположной стенки.

Раскрытие изобретения

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является обеспечение надежного и многократного воспламенения компонентов топлива в камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с помощью источника лазерного излучения.

Эта задача решена за счет того, что в камере жидкостного ракетного двигателя или газогенератора, содержащей силовой корпус, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными на огневом днище, камеру сгорания с соплом, при этом корпус камеры имеет внешнюю силовую оболочку и внутреннюю огневую стенку, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения, и лазерное устройство для воспламенения компонентов топлива, при этом лазерное устройство включает штуцер, герметично установленный в отверстии, выполненном в стенке силового корпуса на ее боковой поверхности, и свечу лазера, при этом место крепления штуцера к корпусу выбрано таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов и вблизи внутренней огневой стенки, в которой установлен штуцер, при этом зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии от огневого днища смесительной головки и от внутренней огневой стенки, которое определяется экспериментально на модельных установках.

Другими отличиями являются:

- штуцер выполнен из двух цилиндрических оболочек - внешней стальной и внутренней из высокотеплопроводного материала, герметично соединенных между собой;

- соединение концевого участка внутренней оболочки штуцера с внутренней огневой стенкой корпуса камеры выполнено сваркой, а внешняя силовая оболочка также приварена к внешней силовой оболочке корпуса камеры;

- внутренняя оболочка штуцера выполнена из меди или ее сплавов, силовая оболочка - из нержавеющей стали;

- внешняя и внутренняя оболочки штуцера соединены между собой пайкой;

- в торце внутренней оболочки штуцера в верхней ее части выполнена проточка, в которой установлено оптическое стекло.

На боковой поверхности силового корпуса установлено несколько штуцеров с лазерными свечами.

Технический результат состоит в повышении надежности воспламенения компонентов топлива в камере ЖРД или в камере газогенератора при многократных включениях.

Перечень рисунков

На фиг. 1 представлено продольное сечение камеры двигателя. На фиг. 2 представлено сечение штуцера, в полости которого предполагается разместить свечу лазера и его крепление на боковой стенке корпуса камеры.

Пример осуществления изобретения

Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора (фиг. 1) содержит силовой корпус 1, смесительную головку 2 с форсунками окислителя 3 и горючего 4, закрепленными на огневом днище 5, камеру сгорания 6 с соплом 7. Силовой корпус 1 камеры имеет внешнюю силовую оболочку 8 и внутреннюю огневую стенку 9, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения 10, и лазерное устройство 11 для воспламенения компонентов топлива. Лазерное устройство включает штуцер 12 (фиг. 2), герметично установленный в отверстии 13, выполненном в стенке силового корпуса 1 на ее боковой поверхности 14, и свечу лазера (не показано). Штуцер 12 вставлен в отверстие 13 корпуса таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов в точке оптического пробоя Т и вблизи внутренней огневой стенки 9, в которой установлен штуцер 12. Зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии L от огневого днища смесительной головки 2 и на расстоянии Н от внутренней огневой стенки 9, которое определяется экспериментально на модельных установках. Для двигателей повышенной тяги количество штуцеров с лазерными свечами может быть увеличено.

Штуцер (фиг. 2) выполнен из двух цилиндрических оболочек - внешней стальной 15 и внутренней 16 - из высокотеплопроводного материала, герметично соединенных между собой

по цилиндрическим поверхностям. Концевой участок 17 внутренней оболочки 16 выступает над торцом 18 внешней оболочки 15 и имеет кольцевую проточку 19, которая при установке штуцера в отверстие силового корпуса камеры соединялась бы с каналами регенеративного охлаждения 10. Выполнение кольцевой проточки на кольцевом участке внутренней оболочки штуцера и соединение ее с каналами регенеративного охлаждения позволяет снизить подвод тепла к лазерной свече. Соединение концевого участка внутренней оболочки штуцера с внутренней огневой стенкой корпуса камеры выполнено сваркой, а внешняя силовая оболочка также приварена к внешней силовой оболочке корпуса камеры.

Внутренняя оболочка штуцера выполнена из меди или ее сплавов, силовая оболочка - из нержавеющей стали, при этом внешняя 15 и внутренняя 16 оболочки штуцера соединены между собой пайкой. В торце внутренней оболочки штуцера в верхней ее части выполнена проточка 20, в которой установлено оптическое стекло 21. Это стекло предотвращает попадание плазмы от лазерной вспышки в лазерную свечу и предотвращает выход наружу топливной смеси из камеры.

Для воспламенения компонентов топлива в камере (газогенераторе) двигателя могут быть применены мощные лазеры с энергией импульсов порядка 100 µДж.

Установка штуцеров с лазерными свечами на боковой поверхности силового корпуса и фокусировка лазерного луча в зоне обратных токов вблизи внутренней огневой стенки камеры сгорания, в которой установлен штуцер, позволяют осуществить надежное и многократное воспламенение топливной смеси в камере (газогенераторе) двигателя.

Работа устройства

При запуске двигателя горючее из тракта регенеративного охлаждения 10 поступает в смесительную головку 2, а из нее через форсунки горючего 4 вводится в огневую полость камеры сгорания. Окислитель из смесительной головки 2 попадает в огневую полость через форсунки окислителя 3. В соответствии с программой запуска включается лазер, и его сфокусированный луч, пройдя оптическое стекло 21 и полость штуцера 12, вызывает оптический пробой в зоне обратных токов (в точке Т), при этом образуется плазма оптической искры, которая воспламеняет топливную смесь, находящуюся в зоне обратных токов. В результате этого происходит воспламенение компонентов топлива во всем объеме камеры сгорания, повышается давление и обеспечивается выход двигателя на режим. После этого лазер отключается.

Промышленное применение

Предлагаемое изобретение может найти применение в ракетных двигателях для надежного и многократного воспламенения топливной смеси в камере двигателя или газогенераторе. Кроме того, это изобретение найдет применение в стендовых установках при отработке систем зажигания топливных смесей лазерным лучем.