RU109225U1

RU109225U1 - ROCKET ENGINE "VOICE"

Info

Publication number: RU109225U1
Application number: RU2011123335/28U
Authority: RU
Inventors: Алексей Евгеньевич Войс
Original assignee: Войс Алексей Алексеевич; Войс Федор Алексеевич
Priority date: 2011-06-08
Filing date: 2011-06-08
Publication date: 2011-10-10

Abstract

1. Ракетный двигатель, содержащий баки с окислителем и горючим, импульсную систему смешения окислителя и горючего в зоне их детонации, а также импульсную систему зажигания топливной смеси, причем импульсная система смешения содержит жиклеры распыления окислителя и жиклеры распыления горючего, соединенные через отсечные клапаны подачи окислителя и горючего с выходными патрубками соответствующих баков, причем управляющие входы отсечных клапанов через цифроаналоговые преобразователи соединены с бортовой ЭВМ, отличающийся тем, что двигатель выполнен бескамерным и дополнительно содержит отражатель детонационных волн взрывного горения топливной смеси, выполненный в форме металлического рефлектора, покрытого с вогнутой стороны тугоплавким материалом, жиклеры распыления установлены в отверстиях по окружности рефлектора и ориентированы в направлении фокуса рефлектора с возможностью осевой закрутки и детонации топливной смеси в фокусе рефлектора, в центральной части рефлектора выполнено сквозное отверстие, над которым с внешней стороны рефлектора соосно установлена импульсная система дистанционного зажигания топливной смеси. ! 2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что импульсная система дистанционного зажигания топливной смеси выполнена в виде лазера с фокусирующей оптикой или в виде плазмотрона. 1. A rocket engine containing tanks with an oxidizer and fuel, a pulsed mixing system of the oxidizer and fuel in the detonation zone, and a pulsed ignition system of the fuel mixture, and the pulsed mixing system contains spray nozzles of the oxidizer and spray nozzles of the fuel connected through shut-off valves for the supply of oxidizer and fuel with the outlet pipes of the respective tanks, and the control inputs of the shut-off valves through digital-to-analog converters are connected to the on-board computer, characterized in that the body is made tubeless and additionally contains a reflector of detonation waves of explosive combustion of the fuel mixture, made in the form of a metal reflector coated on the concave side with refractory material, spray nozzles are installed in holes around the circumference of the reflector and are oriented in the direction of the focus of the reflector with the possibility of axial swirling and detonation of the fuel mixture in the focus of the reflector, a through hole is made in the central part of the reflector, over which it is coaxially mounted on the outside of the reflector mpulsnaya system for remote ignition of the fuel mixture. ! 2. The rocket engine according to claim 1, characterized in that the pulsed system for remote ignition of the fuel mixture is made in the form of a laser with focusing optics or in the form of a plasma torch.

Description

Полезная модель относится к аэрокосмической технике, может быть использована в летательных аппаратах и предназначена для улучшения тягово-экономических и габаритных параметров двигательных установок.The utility model relates to aerospace engineering, can be used in aircraft and is designed to improve the traction, economic and overall parameters of propulsion systems.

Известны пульсирующие детонационные однокамерные ракетные двигатели [1÷5], содержащие баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, импульсные системы подачи и детонационного зажигания топливной смеси в камере.Known pulsating detonation single-chamber rocket engines [1 ÷ 5], containing tanks with an oxidizing agent and fuel, a combustion chamber, pulsed systems for supplying and detonating ignition of the fuel mixture in the chamber.

Наиболее близким конструктивным решением к полезной модели по назначению и технической сущности относится пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель [1], разработанный фирмой Adroit System Inc. (ASI) (дочернее предприятие Pratt & Whitney (США)), который описан в статье "Rocket PDE tested", журнал "Aviation Week @ Space Technology", 1998 г., 148, №18, с.50 и в докладе "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", (c.2.) на 6-ом Интернациональном симпозиуме по двигателям для космических транспортных систем 21 века, 14-17 мая 2002 года в Версале (Франция).The closest constructive solution to the utility model for its intended purpose and technical essence is a pulsating detonation single-chamber rocket engine [1] developed by Adroit System Inc. (ASI) (a subsidiary of Pratt & Whitney (USA)), which is described in Rocket PDE tested, Aviation Week @ Space Technology, 1998, 148, No. 18, p. 50 and in the Resent report Advances in Pulse Detonation Engine Technology ", (p.2.) At the 6th International Symposium on Engines for Space Transport Systems of the 21st Century, May 14-17, 2002 in Versailles (France).

Указанный двигатель содержит камеру сгорания с системой охлаждения, баки с окислителем и горючим, импульсную систему смешения окислителя и горючего в камере детонационного горения топливной смеси, сопло для вывода результатов детонации и создания импульсной тяги, а также содержит - импульсную систему зажигания топливной смеси, причем импульсная система смешения компонентов топливной смеси содержит жиклеры распыления окислителя и жиклеры распыления горючего для создания топливной смеси в камере сгорания, соединенные через отсечные клапаны подачи окислителя и горючего с выходными патрубками соответствующих баков, управляющие входы отсечных клапанов через цифроаналоговые преобразователи соединены с бортовой ЭВМ. При этом импульсная система зажигания топливной смеси выполнена электроискровой.The specified engine contains a combustion chamber with a cooling system, tanks with an oxidizer and fuel, a pulse system for mixing the oxidizer and fuel in the detonation chamber of the fuel mixture, a nozzle for outputting the detonation results and creating pulse traction, and also contains a pulse ignition system of the fuel mixture, and the mixture system of the components of the fuel mixture contains the nozzles for atomizing the oxidizer and the nozzles for atomizing the fuel to create the fuel mixture in the combustion chamber, connected through shut-off apana oxidant and fuel from the respective outlet pipes, tanks and control inputs of the shut-off valves through digital to analog converters are connected to the onboard computer. In this case, the pulse ignition system of the fuel mixture is made of electrospark.

Работа ракетного двигателя основана на том, что воспламенение поданных в камеру сгорания компонентов топлива и выброс из сопла результатов их химической реакции горения под высоким давлением происходит периодически в результате детонации (микровзрыва) топливной смеси, инициируемой импульсной системой зажигания топливной смеси.The operation of the rocket engine is based on the fact that the ignition of the fuel components supplied to the combustion chamber and the emission from the nozzle of the results of their chemical combustion reaction under high pressure occur periodically as a result of detonation (microexplosion) of the fuel mixture initiated by a pulse ignition system of the fuel mixture.

Недостатком данного двигателя являются относительно высокая его инерция, связанная с наличием в двигателе массивной камеры сгорания, ускоряющего сопла, системы циркуляционного охлаждения камеры и бака с охлаждающей жидкостью.The disadvantage of this engine is its relatively high inertia associated with the presence in the engine of a massive combustion chamber, an accelerating nozzle, a circulating cooling system for the chamber and the tank with coolant.

Технической задачей полезной модели является снижение инерционности ракетного двигателя, техническим результатом - снижение массы двигателя.The technical task of the utility model is to reduce the inertia of the rocket engine, the technical result is to reduce the mass of the engine.

Достижение заявленного технического результата и, как следствие, решение поставленной задачи обеспечивается тем, что ракетный двигатель, содержащий баки с окислителем и горючим, импульсную систему смешения окислителя и горючего в зоне их детонации, а также - импульсную систему зажигания топливной смеси, причем импульсная система смешения содержит жиклеры распыления окислителя и жиклеры распыления горючего, соединенные через отсечные клапаны подачи окислителя и горючего с выходными патрубками соответствующих баков, причем управляющие входы отсечных клапанов через цифроаналоговые преобразователи соединены с бортовой ЭВМ, согласно полезной модели двигатель выполнен бескамерным и дополнительно содержит отражатель детонационных волн взрывного горения топливной смеси, выполненный в форме металлического рефлектора, покрытого с вогнутой стороны тугоплавким материалом, жиклеры распыления установлены в отверстиях по окружности рефлектора и ориентированы в направлении фокуса рефлектора с возможностью осевой закрутки и детонации топливной смеси в фокусе рефлектора, в центральной части рефлектора выполнено сквозное отверстие, над которым с внешней стороны рефлектора соосно установлена импульсная система дистанционного зажигания топливной смеси.The achievement of the claimed technical result and, as a result, the solution of the problem is ensured by the fact that a rocket engine containing tanks with an oxidizer and fuel, a pulsed mixing system of the oxidizer and fuel in the area of their detonation, as well as a pulsed ignition system of the fuel mixture, and a pulsed mixing system contains oxidizer spray nozzles and fuel atomization nozzles connected through shut-off valves for the oxidizer and fuel supply to the outlet pipes of the respective tanks, the shutoff valve inputs through digital-to-analog converters are connected to the on-board computer, according to a utility model, the engine is tubeless and further comprises a detonation wave detonator of the fuel mixture made in the form of a metal reflector coated on the concave side with refractory material, spray nozzles are installed in holes around the circumference of the reflector and oriented in the direction of the focus of the reflector with the possibility of axial twist and detonation of the fuel mixture in the focus of the reflector, in a through hole is made in the central part of the reflector, over which from the outside of the reflector a pulse system of remote ignition of the fuel mixture is coaxially mounted.

При этом импульсная система дистанционного зажигания топливной смеси выполнена в виде лазера с фокусирующей оптикой или в виде генератора плазмы.In this case, the pulsed system for remote ignition of the fuel mixture is made in the form of a laser with focusing optics or in the form of a plasma generator.

Выполнение ракетного двигателя бескамерным за счет дополнительного введения отражателя детонационных волн взрывного горения топливной смеси, выполненного в форме металлического рефлектора, покрытого с вогнутой стороны тугоплавким материалом, а также установка жиклеров распыления в отверстиях по окружности рефлектора и ориентирование их в направлении фокуса рефлектора с возможностью осевой закрутки и детонации топливной смеси в фокусе рефлектора, выполнение в центральной части рефлектора сквозного отверстия, над которым с внешней стороны рефлектора соосно установлена импульсная система дистанционного зажигания топливной смеси позволяет исключить из конструкции двигателя ряд массивных элементов, а именно: массивной камеры сгорания, ускоряющего сопла, системы циркуляционного охлаждения камеры и бака с охлаждающей жидкостью. Это позволяет облегчить конструкцию ракетного двигателя, уменьшить его массогабаритные характеристики и, как следствие, снизить инерционность и улучшить за счет этого динамические характеристики и маневренность летательного аппарата, на котором этот двигатель установлен.The execution of the rocket engine tubeless due to the additional introduction of the detonation wave reflector of the explosive combustion of the fuel mixture, made in the form of a metal reflector coated on the concave side with refractory material, as well as the installation of spray nozzles in the holes around the circumference of the reflector and orienting them in the direction of the focus of the reflector with the possibility of axial twist and detonation of the fuel mixture in the focus of the reflector, making in the central part of the reflector a through hole above which with an external coaxially mounted on the side of the reflector, a pulsed system for remote ignition of the fuel mixture eliminates a number of massive elements from the engine design, namely: a massive combustion chamber, an accelerating nozzle, a circulation cooling system for the chamber and the tank with coolant. This makes it possible to facilitate the design of the rocket engine, reduce its overall dimensions and, as a result, reduce the inertia and thereby improve the dynamic characteristics and maneuverability of the aircraft on which this engine is mounted.

Полезная модель стала возможной благодаря разработанной автором теории реактивного движения ракет с бескамерным реактивным двигателем.The utility model became possible thanks to the theory developed by the author of the jet propulsion of rockets with a tubeless jet engine.

На фигуре представлена конструкция ракетного бескамерного двигателя «Войс».The figure shows the design of the Voys tubeless rocket engine.

Ракетный двигатель «Войс» выполнен бескамерным и содержит бак 1 с окислителем, бак 2 с горючим, импульсную систему 3 смешения окислителя и горючего в зоне их детонации, импульсную систему 4 зажигания топливной смеси и отражатель 5 детонационных волн взрывного горения топливной смеси. Отражатель 5 выполнен в форме металлического рефлектора, покрытого с вогнутой стороны тугоплавким материалом. В центральной части рефлектора-отражателя 5 выполнено сквозное отверстие 6, над которым с внешней стороны отражателя 5 соосно установлена импульсная система 4 дистанционного зажигания топливной смеси в фокусе рефлектора-отражателя 5. Источник 4 дистанционного зажигания выполнен в виде лазера с фокусирующей оптикой [5] или в виде плазмотрона (генератора плазмы) [6]. Импульсная система 3 смешения (формирования топливной смеси) содержит не менее одного жиклера 3.1 распыления окислителя и не менее одного жиклера 3.2 распыления горючего, соединенные трубопроводами через отсечные клапаны 3.3 и 3.4 соответственно подачи окислителя и горючего с выходными патрубками бака 1 окислителя и бака 2 горючего. Жиклеры 3.1 и 3.2 распыления установлены в отверстиях по окружности рефлектора-отражателя 5 и ориентированы в направлении фокуса рефлектора с угловым сдвигом их осей, для осевой закрутки и детонации топливной смеси в фокусе рефлектора-отражателя 5. Управляющие входы отсечных клапанов 3.3 и 3.4 системы 3 через блок 7 цифроаналоговых преобразователей соединены с бортовой ЭВМ 8 управления ракетным двигателем ракеты 9.The Voys rocket engine is made tubeless and contains a tank 1 with an oxidizer, a tank 2 with fuel, a pulse system 3 for mixing the oxidizer and fuel in the zone of their detonation, a pulse system 4 for igniting the fuel mixture and a reflector 5 for detonation waves of explosive combustion of the fuel mixture. The reflector 5 is made in the form of a metal reflector coated on the concave side with a refractory material. A through hole 6 is made in the central part of the reflector-reflector 5, over which from the outside of the reflector 5 a pulse system 4 for remote ignition of the fuel mixture is coaxially mounted at the focus of the reflector-reflector 5. The remote ignition source 4 is made in the form of a laser with focusing optics [5] or in the form of a plasma torch (plasma generator) [6]. The pulse mixing system 3 (formation of the fuel mixture) contains at least one oxidizer atomizer nozzle 3.1 and at least one fuel atomizer nozzle 3.2, connected by pipelines through shut-off valves 3.3 and 3.4, respectively, of the oxidizer and fuel supply to the outlet pipes of the oxidizer tank 1 and the fuel tank 2. The spray nozzles 3.1 and 3.2 are installed in the holes around the circumference of the reflector-reflector 5 and are oriented in the direction of the focus of the reflector with an angular shift of their axes, for axial swirling and detonation of the fuel mixture in the focus of the reflector-reflector 5. Control inputs of shut-off valves 3.3 and 3.4 of system 3 through block 7 digital-to-analog converters connected to the on-board computer 8 for controlling the rocket engine of the rocket 9.

Ракетный двигатель «Войс» работает следующим образом. Бортовая ЭВМ 8 по заданной программе управления вырабатывает в цифровой форме серию управляющих импульсов с соответствующим временным сдвигом для формирования топливной смеси (окислителя и горючего) в области фокуса рефлектора-отражателя 5 и поджига топливной смеси с помощью источника 4 дистанционного зажигания. При поступлении управляющего сигнала на импульсную систему 3 формирования топливной смеси открываются на время Δt отсечные клапаны 3.3 и 3.4 соответственно подачи окислителя и горючего из бака 1 окислителя и из бака 2 горючего на жиклеры 3.1 и 3.2 соответственно. Находящиеся под давлением в баках 1 и 2 компоненты топливной смеси жиклерами 3.1 и 3.2 распыляются и образуют в зоне фокуса рефлектора-отражателя 5 топливную смесь 10. После завихрения топливной смеси источник 4 дистанционного зажигания поджигает топливную смесь 10. Топливная смесь 10 детонирует и импульсная энергия детонационной волны, направленная в сторону рефлектора-отражателя 5, преобразуется последним в механическую энергию движения ракеты 9. При поступлении следующего импульса поджига процесс разгона ракеты 1 повторяется. Масса топлива m(v), требуемая для разгона ракеты до скорости V, и численное значение последней могут быть определены из условий:The rocket engine "Voices" works as follows. The on-board computer 8, according to the specified control program, digitally generates a series of control pulses with the corresponding time shift for the formation of the fuel mixture (oxidizer and fuel) in the focus area of the reflector-reflector 5 and ignition of the fuel mixture using the remote ignition source 4. When a control signal arrives at the pulse system 3 of the formation of the fuel mixture, shut-off valves 3.3 and 3.4 open, respectively, for supplying the oxidizer and fuel from the oxidizer tank 1 and from the fuel tank 2 to the nozzles 3.1 and 3.2, respectively. The pressurized components of the fuel mixture in tanks 1 and 2 by the nozzles 3.1 and 3.2 are sprayed and form the fuel mixture 10 in the focus area of the reflector-reflector 5. After the fuel mixture swirls, the remote ignition source 4 ignites the fuel mixture 10. The fuel mixture 10 detonates and the detonation pulse energy waves directed towards the reflector-reflector 5, is converted last into the mechanical energy of the rocket 9. When the next ignition pulse arrives, the process of acceleration of the rocket 1 is repeated. The mass of fuel m (v) required to accelerate the rocket to speed V, and the numerical value of the latter can be determined from the conditions:

где:Where:

U - скорость молекул газа относительно корпуса ракеты;U is the velocity of gas molecules relative to the rocket body;

m₀ - масса ракеты в момент старта;m ₀ is the mass of the rocket at the time of launch;

µ - скорость подачи топлива в камеру сгорания;µ is the rate of fuel supply to the combustion chamber;

K₁ - коэффициент использования топлива: 0≤K₁≤0,5;K ₁ - fuel utilization: 0≤K ₁ ≤0.5;

K₂ - коэффициент упругости взаимодействия: 0≤K₂≤1,0;K ₂ - coefficient of elasticity of interaction: 0≤K ₂ ≤1,0;

t - время работы двигателя.t is the engine run time.

Полезная модель разработана на уровне технического предложения конструкции бескамерного ракетного двигателя и расчета рациональных значений его параметров. Она позволяет повысить скорость и дальность полета ракеты за счет снижения массы двигателя и соответствующего увеличения массы топлива на ее борту.The utility model is developed at the level of the technical proposal for the design of a tubeless rocket engine and the calculation of the rational values of its parameters. It allows you to increase the speed and range of the missile by reducing the mass of the engine and a corresponding increase in the mass of fuel on its board.

Источники информации:Information sources:

1. "NASA studies pulse detonation engine", Flight International, 2000, vol.157, №4728, с.32.1. "NASA studies pulse detonation engine", Flight International, 2000, vol. 157, No. 4728, p. 32.

2. "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", c.2.2. "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", p.2.

3. Голубятник В.В., Ефимочкин А.Ф.. ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ПРИНУДИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ ТОПЛИВА. RU 43315, МПК: F02K 9/00, 2004.3. Golubyatnik VV, Efimochkin AF .. PULSING DETONATION SINGLE-CHAMBER ROCKET ENGINE WITH FORCED FUEL SUPPLY SYSTEM. RU 43315, IPC: F02K 9/00, 2004.

4. Голубятник В.В., Ефимочкин А.Ф. ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, RU 40081, 2004.4. Golubyatnik VV, Efimochkin A.F. Pulsating detonation single-chamber rocket engine, RU 40081, 2004.

5. Лукьященко В.И. и др. СПОСОБ ЗАЖИГАНИЯ ТОПЛИВНОЙ СМЕСИ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ. RU 2339840, F02P 23/04, 2008.5. Lukyashchenko V.I. and others. METHOD FOR IGNITING FUEL MIXTURE IN THE ENGINE COMBUSTION CHAMBER AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION. RU 2339840, F02P 23/04, 2008.

6. Батенин В.М. и др. СВЧ-генераторы плазмы. Физика. Техника. Применение. М:, Энергоатомиздат. 1988. с.136÷171.6. Batenin V.M. and other microwave plasma generators. Physics. Technics. Application. M :, Energoatomizdat. 1988.p. 136 ÷ 171.

Claims

1. A rocket engine containing tanks with an oxidizer and fuel, a pulsed mixing system of the oxidizer and fuel in the detonation zone, and a pulsed ignition system of the fuel mixture, and the pulsed mixing system contains spray nozzles of the oxidizer and spray nozzles of the fuel connected through shut-off valves for the supply of oxidizer and fuel with the outlet pipes of the respective tanks, and the control inputs of the shut-off valves through digital-to-analog converters are connected to the on-board computer, characterized in that the body is made tubeless and additionally contains a reflector of detonation waves of explosive combustion of the fuel mixture, made in the form of a metal reflector coated on the concave side with refractory material, spray nozzles are installed in holes around the circumference of the reflector and are oriented in the direction of the focus of the reflector with the possibility of axial swirling and detonation of the fuel mixture in the focus of the reflector, a through hole is made in the central part of the reflector, over which it is coaxially mounted on the outside of the reflector mpulsnaya system for remote ignition of the fuel mixture.

2. The rocket engine according to claim 1, characterized in that the pulsed system for remote ignition of the fuel mixture is made in the form of a laser with focusing optics or in the form of a plasma torch.