RU2274761C2 - Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе - Google Patents
Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе Download PDFInfo
- Publication number
- RU2274761C2 RU2274761C2 RU2004105332/06A RU2004105332A RU2274761C2 RU 2274761 C2 RU2274761 C2 RU 2274761C2 RU 2004105332/06 A RU2004105332/06 A RU 2004105332/06A RU 2004105332 A RU2004105332 A RU 2004105332A RU 2274761 C2 RU2274761 C2 RU 2274761C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- propellant
- fuel
- solid
- components
- rocket engine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе включает управление топливоподачей жидкого компонента топлива пневмогидравлической системой. Массовый расход твердофазного компонента топлива изменяют с помощью регулирования действующего значения электрического тока, пропускаемого через реакционную зону газификации. Электрический ток пропускают через реакционную зону газификации посредством установленной в твердофазном компоненте топлива системы металлических электродов в виде фольги или сеток. При этом поддерживают в допустимом диапазоне соотношения расходов между горючими и окислительными компонентами топлива на различных режимах работы двигателя. Изобретение позволит сохранить оптимальное соотношение между расходами горючего и окислителя в камере сгорания при регулировании тяги гибридного ракетного двигателя. 1 ил.
Description
Изобретение относится к гибридным ракетным двигателям (ГРД), в частности к физическим способам регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере сгорания, и может быть использовано в системах управления тягой ГРД.
Известен способ регулирования тяги ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) [Пат. 2175399 РФ, МПК F 02 К 9/26. Способ регулирования скорости горения высокоэнергетичной конденсированной системы / Г.Ф.Клякин, В.А.Таранушич, И.В. Хоружий (РФ). - Заявлено 29.07.99; Опубл. 27.10.01, Бюл. №30], основанный на электротермическом изменении скорости горения высокоэнергетической конденсированной системы (твердого ракетного топлива). Принципиальными отличиями этого способа, разработанного для регулирования тяги твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ) и газогенераторов (ГГ), являются:
- в твердом ракетном топливе (ТРТ или высокоэнергетическая конденсированная система - ВКС) горючие и окислительные компоненты топлива заключены в едином (моноблочном) заряде; соотношение между горючими и окислительными компонентами остается постоянной величиной и изменить его в процессе горения невозможно;
- электрический ток пропускают через реакционную зону самостоятельно горящей высокоэнергетической конденсированной системы, под действием которого нелинейно меняется кинетика начальных многостадийных окислительных реакций в ВКС и физический процесс изменения скорости горения имеет электрохимическую природу.
Наиболее близким к предлагаемому способу по своим физическим признакам является способ регулирования тяги в ГРД [Алемасов В.Е. и др. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1980, стр.482-483] путем изменения топливоподачи жидкого компонента в зону горения твердого компонента и перепуска его части в зону дожигания генераторного газа в предсопловой объем камеры сгорания. Однако этот способ регулирования тяги, определяемый в частности массовым расходом газификации твердотопливного блока, может сопровождаться изменением соотношения между компонентами топлива в газовой фазе продуктов сгорания, ухудшением полноты сгорания и снижением удельного импульса двигателя.
Задачей изобретения является регулирование тяги ГРД с возможностью сохранения во всем диапазоне оптимального соотношения между расходами горючего и окислителя в камере сгорания.
Поставленная задача решается с помощью нагрева электрическим током поверхности газификации твердофазного компонента топлива, посредством системы металлических электродов в виде фольги или сеток, установленной в твердофазном компоненте топлива, изменяют его массовый расход и поддерживают в допустимом диапазоне соотношения расходов между горючими и окислительными компонентами топлива на различных режимах работы двигателя.
На чертеже показан фрагмент принципиальной схемы ГРД с дожиганием генераторного газа путем перепуска жидкого компонента топлива m0 в предсопловой объем камеры сгорания, позволяющий реализовать независимое (внешнее) от термодинамических условий в камере регулирование массового расхода твердофазного блока и в результате поддерживать оптимальное соотношение расходов между горючим и окислителем с максимальными значениями удельного импульса при различных давлениях в ГРД. Принципиальная схема включает в себя пневмогидравлическую систему (ПГС) с регуляторами расходов р0 и p1, форсуночную головку 2, блок форсунок 3 дожигания генераторного газа в предсопловой части 4 камеры сгорания 1. В твердофазном компоненте топлива 5 установлена система плоских металлических электродов 6, посредством которых электропроводная зона газификации 8 твердофазного компонента подключена к управляемому источнику тока 7. Управление исполнительные устройствами (регуляторы расходов р1 и р2, источник тока 7) выполняется блоком управления расходом топлива 9 (датчики обратных связей и верхний уровень всей системы управления ГРД не приведены).
Реализация способа заключается в том, что в процессе работы ГРД сохраняется в определенных диапазонах регулирование топливоподачи жидкого компонента топлива посредством р0 и р1 через форсуночные системы 2 и 3 в камеру сгорания 1, при этом твердотопливный блок 5, обладающий высокими объемными диэлектрическими свойствами, в условиях газификации (пиролиза) его поверхностный слой 8 имеет повышенную электропроводность. Под действием широтно-импульсной модуляции постоянного тока с помощью задающего воздействия p2 управляют действующим значением электрического тока, пропускаемого посредством электродов 6, через электропроводную зону 8 и омическим нагревом дополнительно изменяют скорость газификации топливного блока ГРД. Взаимосвязанное регулирование системой управления внутридвигательных параметров ГРД: действующего значения тока источника 7 и топливоподачи пневмогидравлической системы, регулируют скорость газификации твердого компонента, сохраняя оптимальное соотношение компонентов в продуктах сгорания и, соответственно, максимальные значения удельного импульса при различных давлениях в камере сгорания двигателя.
Это позволяет, например, при уменьшении (дросселировании) тяги ГРД пропорционально снижать массовый расход обоих компонентов в камере сгорания, сохраняя удельный импульс на максимальных значениях при текущих давлениях в камере двигателя. Таким образом, с точки зрения регулирования внутридвигательных параметров ГРД при фиксированных расходах жидкого компонента массовое соотношение между компонентами топлива на стадии смесеобразования в газовой фазе камеры дополнительно зависит еще от величины нагрева электрическим током поверхности газификации твердофазного блока. Число и компоновка электродов определяются внутренней баллистикой ГРД, проводимостью поверхности термического разложения твердофазного компонента и выходными электрическими параметрами управляемого источника тока, интегрированного в систему регулирования тяги двигателя.
Claims (1)
- Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе, включающий управление топливоподачей жидкого компонента топлива пневмогидравлической системой, отличающийся тем, что с помощью регулирования действующего значения электрического тока, пропускаемого через реакционную зону газификации твердофазного компонента топлива, посредством системы металлических электродов в виде фольги или сеток, установленной в твердофазном компоненте топлива, изменяют его массовый расход и поддерживают в допустимом диапазоне соотношения расходов между горючими и окислительными компонентами топлива на различных режимах работы двигателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004105332/06A RU2274761C2 (ru) | 2004-02-24 | 2004-02-24 | Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004105332/06A RU2274761C2 (ru) | 2004-02-24 | 2004-02-24 | Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004105332A RU2004105332A (ru) | 2005-08-10 |
RU2274761C2 true RU2274761C2 (ru) | 2006-04-20 |
Family
ID=35844474
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004105332/06A RU2274761C2 (ru) | 2004-02-24 | 2004-02-24 | Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2274761C2 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8056319B2 (en) | 2006-11-10 | 2011-11-15 | Aerojet—General Corporation | Combined cycle missile engine system |
RU2492122C2 (ru) * | 2011-06-28 | 2013-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Комбинированный способ управления расходованием топлива ракетной двигательной установки с многократным включением и комбинированная система управления расходованием топлива |
RU2511986C2 (ru) * | 2012-07-02 | 2014-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (национальный исследовательский университет) (ФГБОУ ВПО "ЮУрГУ" (НИУ)) | Гибридный ракетный двигатель |
RU2569960C1 (ru) * | 2014-12-09 | 2015-12-10 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) | Гибридный ракетный двигатель |
RU2598984C2 (ru) * | 2015-01-12 | 2016-10-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Вятский государственный университет" | Способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114233523B (zh) * | 2021-12-09 | 2022-12-20 | 北京航空航天大学 | 一种控制固液混合发动机推力的方法及系统 |
-
2004
- 2004-02-24 RU RU2004105332/06A patent/RU2274761C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
АЛЕМАСОВ В.Е и др. Теория ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1980, с.483, рис.39.4. * |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8056319B2 (en) | 2006-11-10 | 2011-11-15 | Aerojet—General Corporation | Combined cycle missile engine system |
RU2445491C2 (ru) * | 2006-11-10 | 2012-03-20 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Двигательная установка ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными режимами работы и способ ее действия |
RU2492122C2 (ru) * | 2011-06-28 | 2013-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Комбинированный способ управления расходованием топлива ракетной двигательной установки с многократным включением и комбинированная система управления расходованием топлива |
RU2511986C2 (ru) * | 2012-07-02 | 2014-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (национальный исследовательский университет) (ФГБОУ ВПО "ЮУрГУ" (НИУ)) | Гибридный ракетный двигатель |
RU2569960C1 (ru) * | 2014-12-09 | 2015-12-10 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) | Гибридный ракетный двигатель |
RU2598984C2 (ru) * | 2015-01-12 | 2016-10-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Вятский государственный университет" | Способ увеличения тяги гибридного ракетного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004105332A (ru) | 2005-08-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FI71411C (fi) | Apparatur foer bildande av en foerbraenningsblandning foer en foerbraenningskammare | |
CA2834285C (en) | Apparatus and method for controlling a pressure gain combustor | |
EP0242162B1 (en) | Emergency power unit for aircraft | |
FI123259B (fi) | Kaasumoottoria varten oleva sytytyslaite, tällä varustettu kaasumoottori ja menetelmä kaasumoottorin käyttämiseksi | |
KR20070005470A (ko) | 촉매 강화형 가스 발생기 사이클에 가스상 탄화수소를사용하는 부스터 로켓 엔진 | |
WO2004076836A1 (en) | Fuel injection control system for a turbine engine | |
US7770380B2 (en) | Methods of controlling solid propellant ignition, combustion, and extinguishment | |
RU2274761C2 (ru) | Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе | |
US8726630B2 (en) | System and method for passive valving for pulse detonation combustors | |
KR101494704B1 (ko) | 내연 기관을 작동하기 위한 장치, 방법, 컴퓨터 프로그램 및 제어기 | |
RU2667280C1 (ru) | Устройство для генерирования тепла и водорода | |
RU2667299C1 (ru) | Устройство для генерирования тепла и водорода | |
RU2359145C1 (ru) | Гибридный ракетный двигатель | |
JP4786582B2 (ja) | エンジンシステム | |
RU2175399C2 (ru) | Способ регулирования скорости горения высокоэнергетичной конденсированной системы | |
US5307633A (en) | Low carbon particle producing gas turbine combustor | |
RU2451202C1 (ru) | Способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель | |
CA1231872A (en) | Hydrogen injection system | |
RU2569960C1 (ru) | Гибридный ракетный двигатель | |
RU2374560C1 (ru) | Запальное устройство | |
RU2443894C1 (ru) | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы | |
RU2125177C1 (ru) | Способ изменения режима работы жрд и жидкостный ракетный двигатель для реализации способа | |
KR100558981B1 (ko) | 액체로켓의 터보펌프 구동용 가스발생기 | |
RU2684765C1 (ru) | Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания ЖРД и устройство для его осуществления | |
JP5988878B2 (ja) | パルス燃焼装置、および溶射装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070225 |