RU2265747C1 - Твердотопливный ракетный двигатель - Google Patents
Твердотопливный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2265747C1 RU2265747C1 RU2004114092/06A RU2004114092A RU2265747C1 RU 2265747 C1 RU2265747 C1 RU 2265747C1 RU 2004114092/06 A RU2004114092/06 A RU 2004114092/06A RU 2004114092 A RU2004114092 A RU 2004114092A RU 2265747 C1 RU2265747 C1 RU 2265747C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- combustion chamber
- acoustic damper
- rocket engine
- acoustic
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
- Transducers For Ultrasonic Waves (AREA)
Abstract
Твердотопливный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с корпусом и акустический демпфер. Акустический демпфер выполнен в виде искрового разрядника, подключенного к двум электродам. Электроды жестко скреплены с частью корпуса, которая изготовлена из пьезоэлектрического материала. Изобретение позволяет уменьшить массу и габариты двигателя, а также повысить надежность двигателя путем расширения рабочего диапазона частот акустического демпфера. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в конструкциях двигателей на высокоэнергетическом топливе (такое топливо имеет больше скорость горения, но характеризуется акустической неустойчивостью).
Известны способы предотвращения акустической неустойчивости горения путем размещения в камере сгорания резонаторов, экранов, диафрагм и добавок металла в топливо [1].
Надежность этих механических способов недостаточна, так как они действуют только в узком диапазоне частот колебаний. Кроме того, известные способы увеличивают пассивную массу и габариты ракетного двигателя.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является ракетный двигатель твердого топлива [2], который содержит камеру сгорания с расположенным в ней зарядом твердого топлива, сопло и установленный на переднем днище камеры сгорания акустический демпфер, выполненный в виде цилиндрической двухступенчатой камеры, причем ступень камеры меньшего диаметра сориентирована в сторону сопла и размещена в канале заряда, акустический демпфер оснащен подпружиненным поршнем, размещенным в ступени камеры большего диаметра, а на боковой стенке камеры меньшего диаметра со стороны переднего днища камеры сгорания выполнено радиальное отверстие.
Такой двигатель имеет неудовлетворительные массо-габаритные показатели в связи с наличием деталей акустического демпфера в камере сгорания. Надежность двигателя недостаточна из-за ограниченного рабочего диапазона частот акустического демпфера, так как он представляет собой механическое устройство.
В основу изобретения поставлена задача создать ракетный двигатель с акустическим демпфером, в котором благодаря диссипации излишка акустической энергии преобразованием пьезоэлектрической частью корпуса камеры сгорания в электрическую энергию и потом в искровом разряднике в тепло повышена надежность и улучшены габаритно-массовые показатели.
Технический результат, который может быть достигнут при использовании изобретения, состоит в уменьшении пассивной массы и габаритов двигателя за счет удаления из камеры сгорания механических элементов демпфера, а также в повышении надежности двигателя путем расширения рабочего диапазона частот акустического демпфера переходом от механического устройства к электрическому.
Поставленная задача решается благодаря тому, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания с корпусом и акустический демпфер, акустический демпфер выполнен в виде искрового разрядника, подключенного к двум электродам, жестко скрепленным с частью корпуса, которая изготовлена из пьезоэлектрического материала.
Введенные признаки позволяют уменьшить пассивную массу и габариты твердотопливного ракетного двигателя с акустическим демпфером путем удаления деталей демпфера из состава камеры сгорания. Функцию акустического демпфера в предлагаемом двигателе выполняет искровой разрядник, подключенный к пьезоэлектрическому преобразователю, который является частью корпуса камеры сгорания. При этом надежность двигателя повышается за счет предотвращения его разрушения гарантированным ограничением уровня акустической энергии в широком диапазоне частот.
На чертеже представлен общий вид предлагаемого ракетного двигателя.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания со стеклопластиковым корпусом 1, цилиндрическая часть 2 которого изготовлена из пьезоэлектрического материала, например поливинилиденфторида или его сополимеров. С частью 2 корпуса 1, изготовленной из пьезоэлектрического материала, жестко скреплены два коасиальных электрода 3 и 4. Изготовленная из пьезоэлектрического материала часть 2 корпуса 1 вместе с электродами 3 и 4 представляет собой широкополосный пьезоэлектрический преобразователь. В камере находится заряд твердого топлива 5 и электровоспламенитеяь 6. Двигатель оснащен акустическим демпфером, выполненным в виде искрового разрядника 7, подключенного между электродами 3 и 4. Искровой разрядник 7 имеет пробивное напряжение, которое рассчитано из условия ограничения разрушающих колебаний давления в камере сгорания, учетом коэффициента электромеханической связи изготовленной из пьезоэлектрического материала 2 корпуса 1.
Работа ракетного двигателя осуществляется следующим образов.
После подачи электрического тока на воспламенитель 6 начинается горение заряда 5. В камере сгорания возбуждаются колебания давления разных частот. Колебания газа передаются на изготовленную из пьезоэлектрического материала 2 корпуса 1 камеры сгорания. Вследствие прямого пьезоэффекта на электродах 3 и 4 возникают электрические заряды и соответственно электродвижущая сила, величина которой пропорциональна амплитуде колебаний. При превышении амплитудой колебаний расчетной величины срабатывает искровой разрядник 7, где электрическая энергия превращается в тепловую энергию (вследствие столкновений заряженных частиц, с молекулами газа, заполняющими разрядник). Колебания давления в камере сгорания затухают благодаря диссипации акустической энергии в искровом разряднике 7, и режим работы двигателя стабилизируется.
В предложенном двигателе акустическая энергия широкого спектра частот, которая превышает расчетную величину, преобразуется сначала пьезоэлектрической частью камеры сгорания в электрическую энергию, а потом в искровом разряднике - в тепло. Таким образом, обеспечивается надежное подавление акустической неустойчивости горения в ракетном двигателе твердого топлива.
Литература
1. Абугов Д.И., Бобдаев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1987, с.150-152. Основные мероприятия по предотвращению акустической неустойчивости в РДТТ.
2. Патент Российской федерации № 2056519, кл. F 02 К 9/08, 1996 - прототип.
Claims (1)
- Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с корпусом и акустический демпфер, который отличается тем, что акустический демпфер выполнен в виде искрового разрядника, подключенного к двум электродам, жестко скрепленным с частью корпуса, которая изготовлена из пьезоэлектрического материала.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
UA2003054580 | 2003-05-20 | ||
UA2003054580A UA64367C2 (en) | 2003-05-20 | 2003-05-20 | Solid fuel jet propulsion |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004114092A RU2004114092A (ru) | 2005-10-27 |
RU2265747C1 true RU2265747C1 (ru) | 2005-12-10 |
Family
ID=34516308
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004114092/06A RU2265747C1 (ru) | 2003-05-20 | 2004-05-07 | Твердотопливный ракетный двигатель |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2265747C1 (ru) |
UA (1) | UA64367C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2758016C1 (ru) * | 2020-12-07 | 2021-10-25 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Ракетная часть |
-
2003
- 2003-05-20 UA UA2003054580A patent/UA64367C2/xx unknown
-
2004
- 2004-05-07 RU RU2004114092/06A patent/RU2265747C1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2758016C1 (ru) * | 2020-12-07 | 2021-10-25 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Ракетная часть |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004114092A (ru) | 2005-10-27 |
UA64367A (en) | 2004-02-16 |
UA64367C2 (en) | 2005-06-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2263216C2 (ru) | Преобразователь энергии | |
US3772541A (en) | Fluidic generator | |
WO2004092557A3 (en) | Internal explosion engine and generator using non-combustible gases | |
RU2340784C2 (ru) | Демпфер детонации для двигателей импульсной детонации (варианты) | |
US3666976A (en) | Fluid operated electric generator utilizing a piezoelectric device | |
KR20190017052A (ko) | 액추에이터 | |
RU2265747C1 (ru) | Твердотопливный ракетный двигатель | |
RU2498103C1 (ru) | Микроэлектромеханический ракетный двигатель | |
JP6635342B2 (ja) | 圧縮着火式内燃機関、及び内燃機関 | |
RU2215890C2 (ru) | Способ получения тяги и устройство для его осуществления | |
RU2407908C1 (ru) | Способ создания импульсов давления в акустических полостях камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей | |
Frolov et al. | Air-breathing liquid-fueled pulse detonation engine demonstrator | |
RU52940U1 (ru) | Камера пульсирующего двигателя детонационного горения | |
WO2011005135A1 (ru) | Двигатель внутреннего сгорания | |
RU2406865C2 (ru) | Пульсирующий реактивный двигатель в режиме детонационного сгорания топлива с дополнительным ускорением газовых объемных зарядов силой электромагнитной индукции | |
RU2334933C1 (ru) | Стреляющий механизм | |
RU2693840C1 (ru) | Автономный генератор электромагнитного излучения радиочастотного диапазона | |
Frolov et al. | Experimental demonstration of the operation process of a pulse-detonation liquid rocket engine | |
RU20548U1 (ru) | Устройство для детонационного сжигания топливных смесей | |
RU2485402C1 (ru) | Газодинамический воспламенитель | |
RU6841U1 (ru) | Камера пульсирующего двигателя детонационного горения | |
US7775184B2 (en) | Deformable chamber-based homogeneous charge combustion ignition (HCCI) engine and generator | |
RU2125173C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2056519C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2143580C1 (ru) | Способ запуска ракетного двигателя твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива |