Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ)

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для многократного запуска ракетных двигателей (РД), использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива в условиях их эксплуатации па ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, при отработке двигателей в стендовых условиях. Группа изобретений может быть использована также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.

Известен способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в смешении компонентов топлива, поступающих в камеру через тангенциальные и радиальные отверстия, воспламенение полученной смеси и выведение продуктов сгорания через цилиндрическое отверстие-сопло в центре устройства (см. патент США №3199295 от 26.08.1968 г.). Для воспламенения смешанных потоков компонентов топлива предусмотрен электрический способ воспламенения топливной смеси.

Недостатком этого способа является то, что смешение компонентов топлива образует в вихревом потоке весьма неоднородную топливную смесь, для воспламенения которой требуется высокая мощность, подводимая к электрической свече (˜1 кВт), что приводит к достаточно большой массе источника питания электрической свечи. Кроме того, такой способ создает электромагнитные помехи при запуске РД, что может быть особенно критичным для различной аппаратуры при многократных включениях многосопловых двигательных установок.

Известно устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ЖРД преимущественно для кислородно-водородных двигателей (см. Гахун Г.Г. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, стр.77, рис.4.7). Устройство содержит корпус, внутри которого расположены реакционная полость, сужающаяся к выходу в камеру сгорания, трубопроводы подачи горючего и окислителя. Пусковые порции компонентов поджигаются электроискровой свечой, установленной в корпусе. Устройство работает следующим образом. Окислитель и горючее в реакционную полость подаются практически одновременно и смешиваются. Вниз по течению, где произошло смешение компонентов до заданного состава, на смесь воздействует искра от включенной электроискровой свечи, которая поджигает смесь. Недостатком данного способа и устройства, принятого за прототип, является то, что такой способ и устройство не эффективны при запуске двигателя в космических условиях в вакууме при малых расходах топлива и многократных включениях, когда при запусках и остановах продукты неполного сгорания загрязняют электроды свечи. Кроме того, при искрообразовании возбуждаются электромагнитные помехи.

Технической задачей, на решение которой направлена группа изобретений, является обеспечение надежного воспламенения ракетных топлив в камерах сгораниях ракетных двигателей (КС РД) и снижение уровня электромагнитных помех в натурных условиях эксплуатации двигателей.

Для решения этой задачи предлагается способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания РД, основанный на раздельной и разновременной подаче пусковых порций компонентов топлива, подаче энергии и воспламенении смеси компонентов с получением факела продуктов сгорания, воспламеняющего основной расход компонентов топлива, при этом воспламенение осуществляют путем фокусировки лазерной энергии в область оптического пробоя, а подачу компонентов топлива и подачу лазерной энергии осуществляют таким образом, чтобы соотношение компонентов в этой области было оптимальным для воспламенения.

Для решения этой задачи предлагается три варианта устройства для осуществления способа воспламенения компонентов топлива в камере сгорания РД. В первом варианте изобретения устройство содержит корпус с каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в КС, узлы подачи компонентов, устройство подачи энергии, реакционную полость. В качестве устройства подачи энергии используется лазерная свеча, снабженная фокусирующей линзой и установленная в корпусе 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.

Второй вариант устройства отличается тем, что в реакционной полости вблизи выходного торца лазерной свечи расположена мишень.

Третий вариант устройства отличается от второго тем, что лазерная свеча снабжена оптическим волокном для транспортировки излучения в реакционную полость. В этом варианте устройство выполнено без фокусирующей линзы.

Величина сфокусированной энергии должна быть достаточной, чтобы в смеси компонентов произошел оптический пробой с получением лазерной искры. Порог пробоя зависит от различных параметров: состава смеси, давления, длины волны излучения света и ряда других факторов. В частности, для организации оптического пробоя в газе требуется выходная энергия лазерных импульсов длительностью порядка ˜10^-8 с и энергией ˜50-100 мДж. Для снижения выходной энергии лазера его излучение можно сфокусировать на поверхность твердой мишени. В результате смесь взаимодействует с плазменным факелом, инициированным сфокусированным на поверхности мишени лазерным лучом. Для образования плазмы этим методом требование к пороговому значению энергии излучения более чем на порядок меньше, чем для организации оптического пробоя в газе. Так, для поджига горючих смесей оптимального состава, то есть в области концентрационных границ, где воспламенение возможно с минимальной мощностью лазерного источника выходная энергия лазерных импульсов составляет ˜1 мДж длительностью ˜10^-8 с.

Путем варьирования разновременности подачи компонентов топлива обеспечивается в начальный момент работы устройства переменность состава компонентов топлива в области фокусировки лазерной энергии. Так, сразу после подачи первого из компонентов он заполняет все каналы устройства, а после подачи второго компонента начинается вытеснение первого из магистрали второго компонента. При этом в области фокусировки по истечении некоторого времени образуется смесь компонентов топлива с соотношением компонентов, оптимальным для воспламенения лазерным излучением, после чего происходит воспламенение смеси компонентов топлива в канале с образованием стационарного факела, а лазер выключается.

Использование в способе воспламенения компонентов топлива в КС РД известных способов зажигания не позволяет создать способ с требуемыми характеристиками.

В заявленном способе впервые воспламенение осуществляют путем фокусировки лазерной энергии в область оптического пробоя в тот момент времени, когда соотношение компонентов топлива в этой области является оптимальным для воспламенения.

В новых предлагаемых вариантах устройства для осуществления заявляемого способа впервые используется лазерная свеча, создающая интенсивность лазерных импульсов в области фокусировки в диапазоне 10⁹÷10¹⁰ Вт/см². При электроискровом зажигании подводимая мощность составляет ˜1 кВт, что значительно превосходит среднюю мощность, подводимую к лазерной свече (10÷100 Вт).

При создании способа воспламенения компонентов топлива в КС РД с требуемыми характеристиками были изобретены три новых варианта устройства специально для осуществления этого способа. Использование этих устройств в способе воспламенения позволяет решить поставленную задачу с получением требуемого технического результата, а именно обеспечение надежного воспламенения ракетных топлив в камерах сгорания ракетных двигателей и снижение электромагнитных помех в натурных условиях эксплуатации двигателей.

Предлагаемые способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания РД и устройство для его осуществления иллюстрируются следующими графические материалами:

На фиг.1 представлен первый вариант устройства.

На фиг.2 представлен второй вариант устройства.

На фиг.3 представлен третий вариант устройства.

На фиг.1 представлена схема устройства, в котором излучение от лазера вводится в лазерную свечу и далее в область пробоя, расположенную в реакционной полости, с помощью фокусирующей линзы. Устройство состоит из корпуса 1, узлов подачи 2, 3 компонентов топлива, реакционной полости 4, в которой имеется выход в канал транспортировки плазменного факела в камеру сгорания двигателя. Лазерная свеча, соединяемая с корпусом 1, состоит из корпуса свечи 5, линзы 6, проставки 7 и фиксирующей втулки 8. Излучение, прошедшее через фокусирующую линзу 6, попадает в реакционную полость через отверстие в крышке 9. Оптический пробой происходит в точке фокусировки 10. В случае если излучение от лазерного источника заранее сфокусировано, то вместо линзы 6 может быть использовано оптическое стекло, служащее для пропускания излучения и предотвращения попадания компонентов наружу.

На фиг.2 представлено устройство, в котором фокусирование лазерной энергии производится на специальную мишень 11, расположенную в реакционной полости 4.

На фиг.3 представлено устройство, в котором излучение от лазера вводится в лазерную свечу и далее в область пробоя, расположенную в реакционной полости 4, с помощью оптического волокна 12, зафиксированного во втулке 13, и направлено на специальную мишень 11, расположенную в реакционной полости 4.

Расходы компонентов и их соотношение, а следовательно, и рабочая температура в реакционной полости после зажигания выбираются из условия обеспечения работоспособности конструкции, то есть обеспечения стойкости выбранных материалов конструкции устройства при рабочей температуре.

Рассмотрим работу устройства по первому варианту. Через узел подачи 3 в устройство подается один из компонентов топлива, заполняющий все полости устройства, включая узел подачи 2 второго компонента. Через узел подачи 2 подают второй компонент топлива. Через некоторое время происходит вытеснение вторым компонентом первого, при этом включается лазер. В процессе этого вытеснения в области фокусировки происходит изменение соотношения компонентов топлива и при достижении некоторого его значения происходит воспламенение смеси. В общем случае это значение может существенно отличаться от среднего соотношения, определяемого из величин расходов компонентов на стадии стационарной работы устройства. После осуществления пробоя и воспламенения смеси лазер выключается, а возникающий факел продуктов сгорания через канал транспортировки попадает в камеру сгорания двигателя и воспламеняет компоненты топлива в самой камере сгорания. После воспламенения компонентов в камере сгорания факел устройства гасится либо прекращением подачи окислителя и горючего, либо прекращением подачи одного из компонентов. В этом случае истечение второго компонента предотвращает попадание горячих газов из камеры сгорания в устройство, а также оказывает охлаждающее воздействие. Порядок подачи компонентов в устройство может быть и обратным - вначале может подаваться первый компонент из узла подачи 2, а затем - второй компонент из узла подачи 3.

Устройство по первому варианту целесообразно использовать при достаточно мощных лазерных импульсах, с энергией импульсов ˜50...100 мДж. При таких импульсах возможно осуществить оптический пробой в объеме среды вблизи фокуса.

Устройство по второму варианту целесообразно использовать для снижения энергии воспламеняющих импульсов, а следовательно, и снижения массогабаритных характеристик лазерного источника. Снижение энергии импульсов на порядок и более достигается фокусировкой лазерного излучения на мишень, а воспламенение смеси происходит вначале вблизи поверхности мишени, а затем распространяется вниз по течению. В остальном работа устройства по варианту 2 аналогична работе устройства по первому варианту.

Устройство по третьему варианту целесообразно использовать при таких уровнях энергии лазерных импульсов, когда транспортировку излучения в область пробоя можно осуществлять с помощью оптического волокна. Так, современные волокна позволяют пропускать энергию с плотностью на уровне ˜5 ГВт/см². При этом оптическое волокно 12 через стандартный оптический разъем подсоединяется к лазеру. В остальном работа устройства по третьему варианту аналогична работе устройств по первым двум.

Разработанный способ и варианты устройства были реализованы в процессе экспериментальных исследований по лазерному воспламенению компонентов ракетного топлива на стендах Центра Келдыша. В качестве компонентов использовались следующие топливные пары: кислород-водород, кислород-метан, кислород-керосин, кислород-этанол. В экспериментах по лазерному зажиганию в устройстве по первому варианту необходимые уровни энергии лазерных импульсов составили ˜50...150 мДж, а по вариантам 2 и 3 - ˜0.5...1 мДж. При этом минимальный уровень соответствует топливной паре кислород-водород, максимальный - топливной паре кислород-керосин. Апробированы различные временные режимы подачи компонентов - как окислителя, так и горючего. Установлено, что оптимальное время между подачей первого и второго компонента составляет ˜0.05...0.5 с, при этом время, в течение которого работает лазер, составляет ˜0.05...0.3 с.