RU2598984C2 - Способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя - Google Patents
Способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2598984C2 RU2598984C2 RU2015100924/06A RU2015100924A RU2598984C2 RU 2598984 C2 RU2598984 C2 RU 2598984C2 RU 2015100924/06 A RU2015100924/06 A RU 2015100924/06A RU 2015100924 A RU2015100924 A RU 2015100924A RU 2598984 C2 RU2598984 C2 RU 2598984C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hybrid rocket
- rocket engine
- combustion
- combustion chamber
- engine thrust
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/72—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid and solid propellants, i.e. hybrid rocket-engine plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области космической техники, в частности к способам интенсификации и управления внутренними баллистическими характеристиками гибридных ракетных двигателей. При увеличении тяги гибридного ракетного двигателя изменяют массовый расход твердофазного компонента топлива, в качестве которого используется полиметилметакрилат, путем влияния на заряженные частицы в пламени. Для этого в камере сгорания гибридного ракетного двигателя создают электростатическое поле с помощью высоковольтной системы, включающей источник высоковольтного напряжения и два электрода. Изобретение позволяет повысить скорости горения твердого компонента топлива в камере сгорания и увеличить тягу гибридного ракетного двигателя. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области космической техники, в частности к способам интенсификации и управления внутренними баллистическими характеристиками гибридных ракетных двигателей.
На данном этапе увеличение тяги в гибридных ракетных двигателях производится в основном за счет закрутки потока окислителя, поступающего в камеру сгорания (заявка на изобретение RU 93020225, МПК F02K 9/00. Гибридный ракетный двигатель. - Заявл.: 16.04.1993, опубл.: 27.07.1996). Недостатками данного технического решения являются усложнение конструкции двигателя и ограниченная возможность увеличения тяговых характеристик, обусловленная пределом возможности интенсификации при помощи закрутки потока окислителя.
Наиболее близким к заявленному техническому решению является способ (патент на изобретение RU 2274761, МПК F02K 9/26, F02K 9/72. Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе. - Заявл.: 24.02.2004, опубл.: 10.08.2005), в котором изменяют массовый расход твердофазного компонента топлива с помощью регулирования действующего значения электрического тока, пропускаемого через реакционную зону газификации с целью увеличения массового расхода твердого топлива, что приводит к увеличению тяги двигателя. Недостатком данного технического решения являются значительные энергозатраты для поддержания требуемого тока через реакционную зону.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является увеличение скорости регрессии твердого топлива в гибридном ракетном двигателе, а следовательно, увеличение тяги двигателя.
Для решения указанной задачи предложен способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя, включающий изменение массового расхода твердофазного компонента топлива, в качестве которого используется полиметилметакрилат, путем влияния на заряженные частицы в пламени. При этом в камере сгорания гибридного ракетного двигателя создают электростатическое поле с помощью высоковольтной системы, включающей источник высоковольтного напряжения и два электрода.
Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение скорости горения (регрессии) твердого компонента топлива в камере сгорания гибридного ракетного двигателя, приводящее к увеличению тяги ракетного двигателя.
Процесс горения в гибридном ракетном двигателе в общем случае включает: распыл жидкого (или газообразного) компонента и его испарение; прогрев твердого компонента и его газификацию; химическое взаимодействие компонентов (собственно горение). Истечение продуктов сгорания через сопло приводит к возникновению тяги.
Технический результат достигается за счет создания электростатического поля, увеличивающего тепловой поток к поверхности твердофазного компонента и изменяющего интенсивность процесса диспергирования в камере сгорания гибридного ракетного двигателя, что позволяет путем воздействия упомянутого поля на заряженные частицы в пламени в процессе горения влиять на внутрибаллистические характеристики (температуру, скорость горения, полноту сгорания топлива) в камере сгорания.
Как показано в работе С.А. Абрукова (С.А. Абруков К вопросу влияния электрического поля на горение конденсированных систем, журнал «Физика горения и взрыва», №1, 1975, стр. 126-128), влияние электрического поля на линейную скорость горения смеси перхлората аммония и полибутадиенового каучука с алюминием осуществляется посредством рециркуляции продуктов горения ионным ветром (потоком заряженных частиц к противоположному по знаку электроду, увлекающим за собой также нейтральные частицы, приводящим к изменению формы пламени). Механизм влияния заключается в смещении под действием ионного ветра горячих потоков пламени к поверхности топлива. В рамках указанного механизма дано объяснение изменения скорости горения смесевой композиции перхлората аммония и полибутадиенового каучука в работе Н.А. Исаева (Н.А. Исаев. Влияния электрических полей на горение конденсированных систем при пониженных давлениях, журнал «Физика горения и методы ее исследования», №6, стр. 34-39).
Наложение электростатического поля приводит также к изменению интенсивности процесса диспергирования, что приводит к изменению скорости горения топлива (Н.Н. Максимов. Влияние постоянных электрических полей на горение смесевых конденсированных систем, журнал «Физика горения и методы ее исследования», №7, 1977, стр. 56-61).
В работах С.М. Решетникова, И.А. Зырянова, А.П. Позолотина (С.М. Решетников, И.А. Зырянов, А.П. Позолотин. Особенности горения полимеров в электростатическом поле, журнал «Известия ЮФУ. Технические науки», №8, 2013, стр. 30-36; И.А. Зырянов, А.П. Позолотин. Горение конденсированных веществ в электростатическом поле, журнал «Вестник СГАУ», №5, 2011, стр. 104-107) показано увеличение скорости горения и температуры пламени полиметилметакрилата ПММА, полибутадиенового каучука СКД-2, бутадиен-стирольного каучука СКМС-30, этиленпропиленового каучука СКЭПТ и бутадиен-нитрильного каучука СКН-26 в электростатических полях, объясняющееся сменой режима горения, сопровождающейся аномальным диспергированием.
При совместном действии указанных выше механизмов наложение электростатического поля в камере сгорания увеличивает скорость сгорания топлива, что проявляется в увеличении давления в камере сгорания и тяги. Особо следует отметить, что электростатическое поле не требует затрат энергии для своего поддержания.
Сущность изобретения
На фиг. 1 изображена схема модельного ГРД с системой создания электростатического поля. Принципиальная схема включает в себя гибридный ракетный двигатель, состоящий из сопла 1, камеры сгорания 8 с твердотопливным блоком горючего 2, предварительной камеры 6, системы зажигания 5, и высоковольтную систему, состоящую из источника высоковольтного напряжения и двух электродов 3 и 4.
Способ осуществляется следующим образом. В процессе работы двигателя с помощью системы электродов 3 и 4 создается электростатическое поле. Конфигурация поля зависит от компоновки электродов: возможно параллельное расположение электродов-пластин, расположение одного электрода по центру канала топливного блока, а второго - вокруг топливного блока, вариация полярностей полей. В качестве примера приведем модельный ГРД, созданный в лаборатории кафедры физики ВятГУ. Корпус двигателя был изготовлен из стали 12Х18Н10Т, в качестве твердого горючего использовались ПММА (полиметилметакрилат) и вакуумная резина. Окислителем был газообразный кислород, подаваемый через вход для подачи окислителя 7. Зажигание производилось с помощью нихромовой спирали 5. В камере сгорания 8 гибридного ракетного двигателя создают радиальное электростатическое поле напряженностью 20-200 кВ/м. Первый электрод 3 выполняют в виде проводящего металлического стержня, расположенного в керамической трубке, запаянной с одного конца, проходящей по всей длине канала топливного блока 2. Удельное сопротивление керамической трубки должно иметь значение порядка , не уменьшающееся при воздействии температур, достигаемых в камере сгорания (2000-3500°С в зависимости от используемой пары топливо-окислитель). Другой электрод 4, выполненный из металлической сетки, располагают с внешней стороны топливного блока 8. Электроды подключаются к источнику высоковольтного напряжения. Созданное таким образом радиальное электростатическое поле влияет на процесс горения в камере сгорания и на ее внутрибаллистические характеристики: увеличивается скорость сгорания твердого топлива, температура горения, полнота сгорания топлива, что увеличивает тягу двигателя.
Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет увеличивать тягу гибридного ракетного двигателя при минимальных энергозатратах.
Claims (1)
- Способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя, включающий изменение массового расхода твердофазного компонента топлива, в качестве которого используется полиметилметакрилат, путем влияния на заряженные частицы в пламени, отличающийся тем, что в камере сгорания гибридного ракетного двигателя создают электростатическое поле с помощью высоковольтной системы, включающей источник высоковольтного напряжения и два электрода.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015100924/06A RU2598984C2 (ru) | 2015-01-12 | 2015-01-12 | Способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015100924/06A RU2598984C2 (ru) | 2015-01-12 | 2015-01-12 | Способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015100924A RU2015100924A (ru) | 2016-07-27 |
RU2598984C2 true RU2598984C2 (ru) | 2016-10-10 |
Family
ID=56556862
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015100924/06A RU2598984C2 (ru) | 2015-01-12 | 2015-01-12 | Способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2598984C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2742403C1 (ru) * | 2020-06-17 | 2021-02-05 | Виктор Федорович Карбушев | Способ получения, сжигания и использования топлива из воды и её растворов |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3129562A (en) * | 1960-10-21 | 1964-04-21 | United Aircraft Corp | Method and means for improving combustion characteristics of solid propellants |
US4410470A (en) * | 1981-01-07 | 1983-10-18 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Increasing burning rate of solid propellants by electric field effects |
RU2175399C2 (ru) * | 1999-07-29 | 2001-10-27 | Южно-Российский государственный технический университет | Способ регулирования скорости горения высокоэнергетичной конденсированной системы |
RU2274761C2 (ru) * | 2004-02-24 | 2006-04-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Российский государственный технический университет" (Новочеркасский политехнический институт") | Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе |
JP2006112293A (ja) * | 2004-10-14 | 2006-04-27 | Kanazawa Univ | 固体燃料燃焼方法、固体燃料燃焼器およびそれを使用した固体燃料式エンジン |
-
2015
- 2015-01-12 RU RU2015100924/06A patent/RU2598984C2/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3129562A (en) * | 1960-10-21 | 1964-04-21 | United Aircraft Corp | Method and means for improving combustion characteristics of solid propellants |
US4410470A (en) * | 1981-01-07 | 1983-10-18 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Increasing burning rate of solid propellants by electric field effects |
RU2175399C2 (ru) * | 1999-07-29 | 2001-10-27 | Южно-Российский государственный технический университет | Способ регулирования скорости горения высокоэнергетичной конденсированной системы |
RU2274761C2 (ru) * | 2004-02-24 | 2006-04-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Российский государственный технический университет" (Новочеркасский политехнический институт") | Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе |
JP2006112293A (ja) * | 2004-10-14 | 2006-04-27 | Kanazawa Univ | 固体燃料燃焼方法、固体燃料燃焼器およびそれを使用した固体燃料式エンジン |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
С.М.РЕШЕТНИКОВ и др., Особенности сгорания полимеров в электростатическом поле. Журнал "Известия ЮФУ. Технические науки", 2013, N8, стр. 30-36. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2742403C1 (ru) * | 2020-06-17 | 2021-02-05 | Виктор Федорович Карбушев | Способ получения, сжигания и использования топлива из воды и её растворов |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2015100924A (ru) | 2016-07-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE1252974B (de) | Gleichraumbrennkammer | |
Matveev et al. | Non-equilibrium plasma igniters and pilots for aerospace application | |
Pilla et al. | Stabilization of a swirled propane–air flame using a nanosecond repetitively pulsed plasma | |
CN104330519A (zh) | 一种粒子气流悬浮激光点火实验装置 | |
Cathey et al. | Transient plasma ignition for delay reduction in pulse detonation engines | |
EP3438437B1 (en) | Scramjets and associated aircraft and methods | |
KR20160055169A (ko) | 전기적으로 점화되고 스로틀링되는 초전성 추진제 로켓 엔진 | |
RU2598984C2 (ru) | Способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя | |
Hu et al. | Electrical and optical characterizations of a rotating gliding arc plasma-enhanced combustion dome in an aero-engine combustor | |
Deng et al. | Effects of dielectric barrier discharge plasma on the combustion performances of reverse-flow combustor in an aero-engine | |
RU2387582C2 (ru) | Комплекс для реактивного полета | |
Guan et al. | Design and experiments of plasma jet igniter for aeroengine | |
Qiu et al. | Expansion/micro-explosion of ethanol-biodiesel droplet doped with microparticles in oxygenated hot co-flow | |
Yue et al. | Pioneer exploration on the energy recovery technology for waste heat in solid rocket motors by utilizing thermoelectric materials | |
US3035412A (en) | Combustion devices, more particularly for continuous-flow reaction propulsion units | |
Firsov et al. | Mixing enhancement by electrical discharge in supersonic airflow | |
RU2694268C1 (ru) | Способ интенсификации и управления пламенем | |
CN114183280A (zh) | 一种等离子体调节燃烧释热分布的方法 | |
RU187985U1 (ru) | Гиперзвуковой летательный аппарат с прямоточным воздушно-реактивным двигателем | |
Tardiveau et al. | Comparative study of air-propane and air-heptane mixtures ignition by nanosecond pulsed discharges | |
Salvador et al. | Effects of DC electric fields on the combustion of a simplified multi-element injector | |
Yang et al. | Study of the effect of DC high-voltage electric fields on the regression rate of PMMA | |
RU105947U1 (ru) | Смесительная головка с запальным устройством | |
RU2157907C2 (ru) | Реактивный двигатель | |
RU2752939C1 (ru) | Устройство для снижения выбросов угарного газа и оксида азота при утилизации ТБО методом сжигания |