Результат интеллектуальной деятельности: ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к конструкциям гибридных ракетных двигателей (ГРД) космического назначения.

Известен гибридный ракетный двигатель [1], содержащий зарядную камеру с размещенным в ней канальным зарядом твердого компонента топлива, струйную форсунку для подачи жидкого компонента топлива, камеру дожигания и сопловый блок.

В данном двигателе жидкий компонент топлива по магистрали подачи поступает в форсунку, через которую в распыленном состоянии впрыскивается в осевой канал заряда твердого компонента топлива и вступает с ним в реакцию горения. Образующиеся в результате горения продукты сгорания поступают в камеру дожигания, в которой происходит полное завершение реакции горения. Продукты полного сгорания топливных компонентов истекают через сопловой блок, создавая тягу ГРД.

Недостатком данной конструкции ГРД является неравномерность выгорания заряда по его длине. Из-за расходования окислителя на реакцию горения плотность потока окислителя непостоянна вдоль поверхности топливного канала. Наиболее интенсивное горение происходит в области переднего торца топливного заряда, а в области ниже по потоку параллельно с реакцией горения происходит высокотемпературная эрозия канала. При этом из-за недостатка окислителя возможен унос непрореагировавшего горючего. Все это приводит к снижению удельного импульса тяги за счет неполного сгорания топливной смеси.

Известен гибридный ракетный двигатель [2], в котором для обеспечения близкого к оптимальному соотношению компонентов топлива в процессе его работы форсуночная головка имеет форму, максимально приближенную к форме горящей поверхности твердого компонента топлива. При этом в форсуночной головке размещены в виде чередующихся поясов струйные и центробежные форсунки, сообщающиеся с раздельными коллекторными полостями.

К недостаткам данной схемы относятся сложность конструкции форсуночной головки, и ее размещение непосредственно в зоне горения горящего канала твердотопливного заряда, что снижает надежность ее функционирования вплоть до полного разрушения.

Наиболее близким по техническому решению к заявляемому изобретению является гибридный ракетный двигатель [3], содержащий зарядную камеру с канальным твердотопливным зарядом, форсунку для подачи жидкого компонента топлива и сопло. Для обеспечения равномерности горения заряда форсунка выполнена в виде полого корпуса и установленного в нем с зазором вкладыша с центральным каналом. Один торец вкладыша со стороны подачи жидкого компонента топлива снабжен кольцевым фланцем с отверстием, а в другой имеет плавно расширяющуюся наружную поверхность. В центральном канале вкладыша установлен шнековый завихритель.

Однако данная схема ГРД также не обеспечивает полного сгорания заряда; процесс горения завершается в камере дожигания, размещенной перед сопловым блоком. Наличие камеры дожигания снижает коэффициент объемного заполнения двигателя [4].

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка гибридного ракетного двигателя, обеспечивающего равномерность и полноту сгорания твердотопливного заряда вдоль поверхности осевого канала и, в конечном счете, высокие значения энергомассовых характеристик удельного импульса тяги и коэффициента заполнения.

Технический результат изобретения достигается тем, что разработан гибридный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, в головной части которого расположена форсунка, магистраль подачи окислителя к форсунке и сопловой блок.

Заряд твердого топлива содержит горючие и окислительный компоненты, причем массовую долю окислительного компонента увеличивают по длине заряда в направлении соплового блока в соответствии с уравнением:

,

где x - длина заряда, м;

α - удельный расход окислителя, подаваемого в канал заряда, необходимый для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда, кг/кг;

β - удельный расход окислителя, входящего в состав заряда, необходимый для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда, кг/кг;

П - периметр поперечного сечения сквозного канала в заряде, м;

ω₀ - массовая скорость горения твердотопливного заряда во входном сечении канала (x=0), кг/(с·м²);

G₀ - массовый секундный расход окислителя, подаваемого на входе в канал заряда, кг/с;

ν - эмпирическая константа в законе скорости горения твердотопливного заряда в потоке окислителя:

ω=ρ_ma(ρw)^ν,

где ρ_m - плотность твердого топлива, кг/м³;

a - эмпирическая константа в законе скорости горения, м/с;

ρ - плотность окислителя, подаваемого в канал заряда, кг/м³;

w - скорость окислителя, подаваемого в канал заряда, м/с.

Полученный положительный эффект изобретения (равномерность и полнота сгорания твердотопливного заряда вдоль поверхности осевого канала) обусловлен следующими факторами.

Скорость газификации твердотопливного заряда ГРД (линейная скорость горения) определяется степенной зависимостью от плотности потока окислителя [1]:

где u - линейная скорость горения;

y=ρw - плотность потока окислителя;

ρ, w - плотность и скорость окислителя вдоль оси канала;

a, ν - эмпирические константы в законе скорости горения (1).

Уравнение закона сохранения массы окислителя по длине заряда при квазистационарном течении имеет вид:

где x - длина канала (0<x<L);

S, П - площадь проходного сечения и периметр осевого канала;

α - отношение массы окислителя, поступающего из потока, к массе твердого горючего в процессе горения;

L - длина заряда.

В предположении постоянства S и П (S=const, П=const) уравнение (2) сводится к виду:

,

где

Интеграл уравнения (3) имеет вид:

где y₀=ρ₀w₀=G₀/S - плотность потока окислителя на входе в канал;

G₀ - массовый секундный расход окислителя на входе в канал.

Уравнение (5) представим в виде:

где

Из уравнения (6) следует, что плотность потока окислителя монотонно уменьшается по длине осевого канала (с ростом x) за счет его расходования в процессе горения.

При определенных условиях, если в уравнении (6)

процесс горения вообще прекращается из-за полного расходования окислителя в потоке.

В результате снижения плотности потока окислителя y(x) по длине канала скорость горения твердотопливного заряда неравномерна по его длине; в ряде случаев - при выполнении неравенства (8) - скорость горения снижается до нуля (горение прекращается).

Наряду с этим, снижение содержания окислителя в потоке приводит к неполноте сгорания топлива в ГРД и, следовательно, к снижению энерготяговых характеристик двигателя.

В заявляемом изобретении предлагается в состав твердого топлива наряду с горючими компонентами (горючее-связующее и порошок алюминия, например) вводить дополнительно твердый окислитель (например, перхлорат аммония, нитрат аммония, нитрамины и др.), распределенный по длине заряда таким образом, чтобы уменьшающаяся по длине канала плотность потока окислителя y(x) компенсировалась введенным в состав твердотопливного заряда твердым окислителем.

Для определения закона распределения твердого окислителя по длине заряда рассмотрим осевое распределение величины несгоревшей массы горючего

,

где m₀, m(x) - масса сгоревшего в единицу времени на единице длины заряда твердого горючего в начальном сечении канала (x=0) и в его произвольном сечении x (0<x≤L).

С учетом того, что

получим:

Подставляя в (10) выражение для y(x) из (6), получим:

Путем несложных алгебраических преобразований уравнение (11) можно привести к виду:

где - массовая скорость горения твердого топлива.

Подставляя в (12) выражения для A из (7) и y₀=G₀/S, получим:

В соответствии с уравнением (13) несгоревшая масса горючего Δm(x) монотонно увеличивается по длине заряда (с ростом x).

Для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда предлагается вводить твердый окислитель в состав самого заряда, причем количество вводимого окислителя должно быть пропорционально величине несгоревшей массы горючих компонентов твердотопливного заряда Δm(x).

Из уравнения (13) следует уравнение для соотношения массы окислителя m_ок и горючего m_гор в составе твердотопливного заряда, обеспечивающего полноту сгорания горючих компонентов по всей длине заряда:

где β - удельный расход окислителя, входящего в состав заряда, необходимого для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда (кг/кг).

Массовая доля окислителя в твердотопливном заряде (отношение массы окислителя к суммарной массе топлива) определяется уравнением

в котором f(x) определяется из уравнения (14). При этом получим:

При распределении содержания окислительного компонента по длине твердотопливного заряда ГРД в соответствии с уравнением (16) обеспечивается стехиометрическое соотношение горючего и окислителя (содержащегося в потоке и в составе заряда) по всей длине заряда. Тем самым обеспечиваются равномерность и полнота сгорания топливных компонентов ГРД и, следовательно, высокие энерготяговые характеристики двигателя.

Примеры реализации

На Фиг. 1 приведен пример реализации гибридного ракетного двигателя. Двигатель состоит из камеры сгорания 1, твердотопливного заряда 2 длиной L со сквозным цилиндрическим каналом радиусом r. Во входном сечении заряда 2 размещена форсунка 3, в которую через магистраль 4 подается жидкий или газообразный окислитель из бака 5. В выходном сечении двигателя размещен сопловый блок 6. Горение заряда 2 в потоке распыленного форсункой окислителя происходит в разгорающемся в процессе работы ГРД цилиндрическом канале. Продукты сгорания истекают через сопловой блок 6, создавая тягу ГРД.

Уравнение (6), определяющее распределение плотности потока окислителя по длине канала, для канала в форме кругового цилиндра имеет вид: (П=2πr, S=πr²)

Скорость горения твердотопливного заряда по длине канала определяется уравнением:

Уравнение (16), определяющее массовую долю окислителя в твердотопливном заряде, для цилиндрического канала имеет вид:

Рассмотрим гибридный ракетный двигатель со следующими типичными значениями параметров [5, 6]:

- длина заряда L=1 м;

- начальный радиус канала r=0.1 м;

- массовый секундный расход окислителя G₀=10 кг/с;

- плотность твердого топлива ρ_m=1600 кг/м³;

- параметры закона скорости горения a=0.0127 мм/с, ν=0.65.

В качестве типичной композиции твердого горючего материала (ТГМ) для твердотопливного заряда ГРД рассмотрим состав, содержащий 85% инертного горючего-связующего (ГСВ) - бутадиенового каучука, пластифицированного трансформаторным маслом, и 15% порошка алюминия марки АСД-4. В качестве окислителя, подаваемого в канал твердотопливного заряда, рассмотрим газообразный кислород.

Эквивалентные формулы отдельных компонентов, твердого горючего материала и топливной смеси в целом, рассчитанные по методике [1], приведены в таблице 1.

Компонентный состав топливной смеси приведен в таблице 2.

При горении данной композиции твердого горючего материала в потоке кислорода для обеспечения полного сгорания (при коэффициенте избытка окислителя, равном единице) удельный расход окислителя, подаваемого в канал заряда, составляет α=2.94 кг/кг (для полного сгорания 1 кг ТГМ необходимо 2.94 кг кислорода).

Рассмотрим горение рассматриваемой композиции ТГМ при введении в нее твердого окислителя, в качестве которого используется перхлорат аммония, перхлорат калия или перхлорат нитрония.

1. Окислитель - перхлорат аммония (ПХА) - NH₄ClO₄.

Эквивалентные формулы отдельных компонентов и топливной композиции в целом приведены в таблице 3.

Компонентный состав ТГМ на основе ПХА приведен в таблице 4.

Для полного сгорания 1 кг ТГМ необходимо 8.61 кг ПХА (β=8.61 кг/кг).

2. Окислитель - перхлорат калия (ПХК) - КСlO₄.

Эквивалентные формулы отдельных компонентов и топливной композиции в целом приведены в таблице 5.

Компонентный состав ТГМ на основе ПХК приведен в таблице 6.

Для полного сгорания 1 кг ТГМ необходимо 6.35 кг ПХК (β=6.35 кг/кг).

3. Окислитель - перхлорат нитрония (ПХН) - NO₂ClO₄.

Эквивалентные формулы отдельных компонентов и топливной композиции в целом приведены в таблице 7.

Компонентный состав ТГМ на основе ПХК приведен в таблице 8.

Для полного сгорания 1 кг ТГМ необходимо 1.28 кг ПХН (β=1.28 кг/кг).

На Фиг. 2 приведена зависимость плотности потока окислителя от длины канала y(x) для ГРД с приведенными выше значениями параметров, рассчитанная по уравнению (17).

Из приведенного графика следует, что величина y(x) монотонно уменьшается по длине канала за счет расходования окислителя в процессе горения заряда ТГМ от начального значения 313.3 кг·с^-1·м^-2 (на входе в канал) до 31.2 кг·с^-1·м^-2 (на выходе из канала).

На Фиг. 3 приведена зависимость линейной скорости горения ТГМ от длины канала u(x), рассчитанная по уравнению (18). Из приведенного графика следует, что за счет снижения плотности потока окислителя по длине канала y(x) скорость горения также монотонно снижается от 0.54 мм/с до 0.12 мм/с. Это приводит к неравномерному выгоранию заряда ТГМ по его длине и снижению энерготяговых характеристик двигателя.

Для обеспечения равномерного горения твердотопливного заряда по всей длине в его состав вводят твердый окислитель - ПХА, ПХК или ПХН. Распределение массовой доли окислительного компонента по длине заряда, рассчитанное по уравнению (19), приведено на Фиг. 4 для перхлората аммония (кривая 1), перхлората калия (кривая 2) и перхлората нитрония (кривая 3).

Из приведенных графиков следует, что содержание окислительного компонента в составе твердотопливного заряда должно монотонно увеличиваться от нуля (в головном сечении заряда) до максимального значения (z=0.465 - для ПХА, z=0.390 - для ПХК, z=0.114 - для ПХН). При таком распределении компонентов горение заряда вдоль оси канала происходит равномерно, что обеспечивает высокую полноту сгорания.

Таким образом, заявляемый гибридный ракетный двигатель обеспечивает достижение технического результата изобретения - равномерность и высокую полноту сгорания твердотопливного заряда, и, соответственно, высокие значения удельной тяги двигателя.

ЛИТЕРАТУРА

1. Головков Л.Г. Гибридные ракетные двигатели. М.: Воениздат, 1976. - 168 с.

2. Патент РФ №2359145, МПК F02K 9/72. Гибридный ракетный двигатель / Губертов A.M., Миронов В.В., Голлендер Р.Г., Давыденко Н.А., Волков Н.Н., Цацуев С.М.; опубл. 20.06.2009 г.

3. Патент РФ №2070652, МПК F02K 9/08. Гибридный ракетный двигатель / Виноградов В.Н., Стаценко А.Г., Лобанов Ю.Г., Михейчик А.Л., Нятин А.Г.; опубл. 20.12.1996 г.

4. Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1987. - 328 с.

5. Chiaverini V.J., Kuo К.К. Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion. Volume 218 of AIAA Progress in Astronautics and Aeronautics. - AIAA, USA, 2007. - 648 p.

6. Губертов A.M., Миронов B.B., Голлендер Р.Г. и др. Процессы в гибридных ракетных двигателях. М.: Наука, 2008. - 405 с.

7. Соркин Р.Е. Газотермодинамика ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Наука, 1967. - 368 с.