RU2369766C1

RU2369766C1 - Камера ракетного двигателя малой тяги (рдмт), работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе (варианты)

Info

Publication number: RU2369766C1
Application number: RU2008117806/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Викторович Кочанов (RU); Александр Викторович Кочанов; Александр Геннадьевич Клименко (RU); Александр Геннадьевич Клименко
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша"
Priority date: 2008-05-07
Filing date: 2008-05-07
Publication date: 2009-10-10

Abstract

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетным двигателям малой тяги. Камера ракетного двигателя малой тяги (РДМТ), работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе, содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенителем, трубопроводы подвода компонентов топлива, при этом смесительная головка включает в себя линию подачи окислителя, представляющую собой соединенный с трубопроводом подачи радиальный канал, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи окислителя в камеру сгорания и с одним или несколькими продольными каналами подачи меньшей части расхода окислителя в предкамеру, линию подачи горючего, представляющую собой соединенный с трубопроводом радиальный канал, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи горючего в камеру сгорания и каналами с расположенной на оси камеры сгорания ракетного двигателя малой тяги промежуточной полостью, сообщающейся, с одной стороны, осевым каналом с предкамерой и, с другой стороны, сообщающейся осевым каналом-форсункой с камерой сгорания. По второму варианту смесительная головка включает в себя линию подачи окислителя, представляющую собой осевой канал-форсунку, соединенный одним концом с трубопроводом подачи окислителя и другим концом сообщающийся с камерой сгорания и посредством одного или нескольких радиальных отверстий в стенке канала-форсунки с полостью предкамеры, линию подачи горючего, представляющую собой радиальный канал, соединенный с трубопроводом подачи горючего, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи горючего в камеру сгорания и каналами с расположенной с внешней стороны от канала-форсунки окислителя кольцевой промежуточной полостью, которая, с одной стороны, сообщается кольцевым каналом-форсункой с камерой сгорания и, с другой стороны, сообщается одним или несколькими продольными каналами с предкамерой. Изобретение обеспечивает надежный многократный запуск и работу РДМТ при минимальных массовых затратах. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для разработки конструкций ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), использующих двухкомпонентные несамовоспламеняющиеся газообразные топлива. Областями применения таких РДМТ являются системы управления средств межорбитальной транспортировки, орбитальных пилотируемых космических станций и космических аппаратов. Группа изобретений может быть использована также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.

Известна конструкция ЖРД, работающего на несамовоспламеняющемся двухкомпонентном топливе [1]. Устройство включает основную камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру и раздельные линии подачи каждого из компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру. Для воспламенения топлива в предкамере установлена электроискровая свеча. В результате воспламенения пусковой порции топлива в предкамере процесс горения распространяется в камеру сгорания и двигатель запускается.

Недостатком конструкции является использование для поступления компонентов топлива в двигатель двух линий подачи для каждого компонента, что в условиях применения в РДМТ, для которых одним из основных отличительных от ЖРД свойств является многократность включений в условиях эксплуатации, требует наличия как минимум четырех электроклапанов для осуществления циклов подачи компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру.

Известна конструкция жидкостного ракетного двигателя малой тяги [2], включающая основную камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством и линии подачи компонентов топлива. Подача газообразного окислителя осуществляется от одного трубопровода с разделением расхода во внутренних полостях смесительной головки для одновременной подачи в предкамеру и в камеру сгорания. Подача горючего в предкамеру и в камеру сгорания осуществляется по отдельным подводящим трубопроводам.

Такой конструкции двигателя по существу свойственен тот же недостаток, что и предыдущей конструкции, проявляемый в наличии трех линий подачи компонентов топлива, что усложняет и утяжеляет конструкцию. К недостаткам такого варианта устройства следует отнести также необходимость изменения в процессе работы двигателя последовательности подачи горючего, при которой первоначально горючее подается в предкамеру, после воспламенения топлива в предкамере и распространения процесса горения в камеру сгорания подача горючего в предкамеру прекращается и весь расход горючего поступает в камеру сгорания.

Известна конструкция РДМТ, работающего на двухкомпонентном газообразном несамовоспламеняющемся топливе кислород-водород [3], включающая камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенителем, подводящие трубопроводы. В устройстве осуществляется постоянная, в течение всего времени работы двигателя, подача всего расхода окислителя (кислорода) и небольшой части расхода горючего (водорода) в расположенную на оси двигателя предкамеру, в которой осуществляется воспламенение топлива, и подача большей части расхода горючего в камеру сгорания. Для воспламенения топлива используется электроискровая свеча.

Недостатком данного устройства, принятого за прототип, является конструкция узла распределения расходов компонентов топлива между предкамерой и камерой сгорания, в результате чего через предкамеру пропускают значительный расход топлива, что приводит к большой скорости течения воспламеняемой газовой смеси. Практика показывает, что при такой организации подачи топлива надежный многократный запуск двигателя может быть обеспечен при использовании топливной композиции кислород-водород с умеренной, на уровне атмосферной, температурой компонентов топлива и достаточной мощности воспламенителя. Применение электроискровой свечи для реализации надежного многократного воспламенения топлива сопряжено с относительно большими массовыми затратами на свечу и преобразователь низкого напряжения питания в высоковольтные разряды, а также с необходимостью использования специальных фильтров для защиты системы энергоснабжения (СЭС) объекта от возмущений, генерируемых разрядами при работе воспламенителя. Масса применяемых на практике электроискровых агрегатов зажигания, включающих свечу и преобразователь постоянного низкого напряжения (обычно 27 В) в высоковольтные разряды (несколько киловольт), с учетом массы защитного фильтра составляет ~ 1,5…2,0 кг, что может превосходить массу всех остальных элементов конструкции двигателя. Использование для управления одним объектом значительного количества таких двигателей (на практике от 8 до 40), каждый из которых оснащен таким воспламенителем, приводит к чрезмерному и нерациональному увеличению массы всей двигательной установки.

При использовании других горючих, например метана, при той же расходонапряженности в предкамере надежность воспламенения существенно понижается.

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является обеспечение надежного многократного запуска и работы РДМТ, использующего несамовоспламеняющиеся двухкомпонентные газообразные топливные композиции при минимальных массовых затратах.

В предлагаемых конструкциях уменьшение массы двигателя достигается использованием для воспламенения топлива в предкамере легких низковольтных калильных или лазерных свечей, а также минимального количества клапанов (двух) подачи компонентов топлива в двигатель.

Заявляемое техническое решение основано на применении:

- воспламенения пусковой порции топлива в предкамере при ограниченном расходе поступающих в нее компонентов топлива;

- маломощного экономичного воспламенителя теплового типа (калильного или лазерного);

- постоянного, в период запуска и работы двигателя, поступления малого расхода окислителя в предкамеру;

- поступления при запуске двигателя малого расхода горючего в предкамеру под действием небольшого градиента давлений между полостями смесительной головки и предкамеры и прекращения поступления горючего в предкамеру после воспламенения топлива, вызванного изменением направления градиента давления в этих полостях.

Для решения поставленной задачи предлагается два варианта конструктивного решения камеры РДМТ.

Оба варианта камеры ракетного двигателя малой тяги (РДМТ), работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе, содержат камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенителем, подводящие трубопроводы подачи компонентов топлива. В обоих вариантах конструкции смесительная головка включает в себя линии подачи горючего и окислителя, соединенные с соответствующими трубопроводами подачи компонентов.

При этом в первом варианте конструкции линия подачи окислителя представляет собой радиальный канал, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи окислителя в камеру сгорания. Кольцевой коллектор также сообщается одним или несколькими продольными каналами подачи малой части расхода окислителя с предкамерой. Линия подачи горючего представляет собой радиальный канал, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи горючего в камеру сгорания и каналами с расположенной на оси камеры ракетного двигателя малой тяги промежуточной полостью. Промежуточная полость, с одной стороны, сообщается посредством осевого канала с предкамерой и, с другой стороны, посредством осевого канала-форсунки - с камерой сгорания.

Конструкция камеры ракетного двигателя малой тяги по второму варианту отличается тем, что линия подачи окислителя представляет собой осевой канал-форсунку, соединенный одним концом с трубопроводом подачи окислителя, другим концом сообщается с камерой сгорания и посредством одного или нескольких радиальных отверстий в стенке канала-форсунки - с полостью предкамеры. Линия подачи горючего так же, как и в первом варианте конструкции, представляет собой радиальный канал, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи горючего в камеру сгорания, но при этом кольцевой коллектор сообщается каналами с расположенной с внешней стороны от канала-форсунки окислителя кольцевой промежуточной полостью, которая, с одной стороны, сообщается кольцевым каналом-форсункой с камерой сгорания и, с другой стороны, по крайней мере одним продольным каналом - с предкамерой.

При этом как в первом, так и во втором вариантах конструкции РДМТ канал-форсунка, соединяющий промежуточную полость с камерой сгорания, может иметь участок сужения за счет кольцевого выступа на внешней стенке канала. Кроме того, во втором варианте конструкции РДМТ осевой канал-форсунка подачи окислителя в камеру сгорания может также иметь сужение кольцевым выступом.

Технический результат достигается организацией поступления при запуске двигателя части расхода горючего из промежуточной полости в предкамеру под действием образовавшегося в период запуска перепада давлений и поступлением небольшого расхода окислителя в предкамеру из коллектора через продольные каналы (первый вариант) или радиальные отверстия (второй вариант), в результате чего в предкамере образуется готовая к воспламенению газовая смесь, которая воспламеняется от энергии воспламенителя, процесс горения распространяется через канал (осевой в первом варианте изобретения или продольный во втором варианте), далее через промежуточную полость и каналы-форсунки (осевой в первом варианте или кольцевой во втором варианте) в камеру сгорания. После чего за счет продолжающегося поступления в предкамеру окислителя давление в ней становится больше, чем давление в промежуточной полости, вследствие чего прекращается поступление горючего в предкамеру и процесс горения в ней. Дальнейшую работу двигателя обеспечивает процесс горения в камере сгорания, а предкамера и воспламенитель находятся в среде протекающего небольшого расхода окислителя с температурой, не оказывающей отрицательного влияния на их работоспособность.

Перепад давлений между промежуточной полостью и полостью предкамеры в период запуска двигателя достигается за счет более высокого темпа роста давления в промежуточной полости по отношению к темпу роста давления в предкамере.

Реализация необходимых условий для поступления при запуске двигателя обоих компонентов топлива в предкамеру достигается при определенных соотношениях между величинами следующих конструктивных параметров: объемы основных полостей (камеры сгорания, промежуточной полости и предкамеры), проходные сечения сообщающих их между собой и с топливными коллекторами каналов.

Суть этого положения поясняется с помощью пневмосхемы камеры РДМТ, изображенной на фиг.1. Данная схема отображает оба варианта конструкции заявляемого устройства. Основные элементы схемы имеют следующие обозначения:

КО - коллектор окислителя

КГ - коллектор горючего

ПК - предкамера

ПП - промежуточная полость

КС - камера сгорания

I - канал, сообщающий промежуточную полость с предкамерой

II - канал-форсунка, сообщающий промежуточную полость с камерой сгорания

Г1 - канал-форсунка подачи горючего в камеру сгорания

Г2 - канал для подачи горючего в промежуточную полость.

Исходя из расчетных и экспериментальных данных в заявляемых конструкциях основными факторами, определяющими поступление в период запуска двигателя обоих компонентов топлива в предкамеру, являются соотношение между площадями сечений канала I и канала-форсунки II, а также доля расхода горючего в промежуточную полость от общего расхода горючего. При характерных для РДМТ параметрах: тяга 10…400 Н, давление в камере сгорания 0,2…1,0 МПа, давление компонентов топлива на входе 0,5…2,0 МПа, коэффициент избытка окислителя 0,3…1,0, при конструктивных параметрах: отношение объема предкамеры и объема промежуточной полости к объему камеры сгорания менее 20% и 10% соответственно, а также при доле расхода окислителя в предкамеру от общего расхода окислителя менее 10%, для достижения надежного воспламенения в предкамере газообразного топлива, включающего в качестве окислителя кислород, а в качестве горючего практически любой горючий газ (водород, метан, пропан и т.д.) с температурой компонентов топлива в диапазоне 220…330 К необходимо выполнение условия

где F₁ - площадь сечения канала I;

F_II - площадь сечения канала-форсунки II;

F_Г1 - площадь сечения канала Г1;

F_Г2 - площадь сечения канала Г2.

Суть изобретений поясняется чертежами на фиг.2 и фиг.3.

На фиг.2 показан вариант 1 заявляемой конструкции камеры РДМТ.

Камера РДМТ включает камеру сгорания 1 с соплом 2, предкамеру 3 с воспламенителем 4, подводящий трубопровод 5 подачи в камеру окислителя и подводящий трубопровод 6 подачи в камеру горючего, смесительную головку 7, включающую линию подачи окислителя, состоящую из радиального канала 8, кольцевого коллектора 9, каналов-форсунок 10 подачи окислителя в камеру сгорания 1 и по меньшей мере одного продольного канала 11 подачи окислителя в предкамеру 3, и линию подачи горючего, состоящую из радиального канала 12, кольцевого коллектора 13, каналов-форсунок 14, каналов 15, промежуточной полости 16, сообщающейся каналом 17 с полостью предкамеры и каналом-форсункой 18 с камерой сгорания 1.

Рассмотрим работу этого устройства.

До запуска во всех полостях камеры двигателя давление одинаковое и равно давлению окружающей среды, как правило, вакуумному.

При запуске двигателя компоненты топлива подаются одновременно окислитель по трубопроводу 5 и горючее по трубопроводу 6. Окислитель по каналу 8 поступает в кольцевой коллектор 9, из которого основная часть его расхода через каналы-форсунки 10 поступает в камеру сгорания 1 и небольшая часть расхода окислителя через продольный канал 11 поступает в предкамеру 3. Горючее через радиальный канал 12 поступает в кольцевой коллектор 13, из которого часть расхода горючего через каналы-форсунки 14 поступает в камеру сгорания 1, остальной расход горючего через каналы 15 поступает в промежуточную полость 16. Одновременно с подачей компонентов топлива в камеру или заранее включается воспламенитель 4. Горючее за счет более высокого темпа роста давления в промежуточной полости 16 по отношению к темпу роста давления в предкамере 3 поступает через осевой канал 17 в предкамеру.

По мере поступления в предкамеру горючего и окислителя образуется смесь в необходимом для воспламенения соотношении, которая воспламеняется от энергии воспламенителя 4.

Высокотемпературные продукты сгорания топлива в предкамере истекают через осевой канал 17, промежуточную полость 16 и канал-форсунку 18 в камеру сгорания 1, в результате чего процесс горения распространяется в камеру сгорания и двигатель запускается.

По мере работы двигателя окислитель, поступающий по продольному каналу 11 в предкамеру 3, создает в ней давление, большее, чем давление в промежуточной полости 16, и горючее перестает поступать в предкамеру, в результате процесс горения в предкамере прекращается.

Суть варианта 2 изобретения поясняется на фиг.3.

Вариант 2 устройства отличается от варианта 1 тем, что для подачи окислителя в камеру РДМТ используется ориентированный по оси камеры двигателя трубопровод 19, в камеру сгорания окислитель поступает по осевому каналу 20 и в предкамеру - через одно или несколько радиальных отверстий 21 в стенке осевого канала 20, а промежуточная полость 22 кольцевой формы сообщается, с одной стороны, с предкамерой 3 одним или несколькими продольными каналами 23, смещенными относительно оси камеры РДМТ на расстояние, превышающее радиус наружной стенки осевого канала 20, и, с другой стороны, сообщается посредством кольцевого канала-форсунки 24 с камерой сгорания 1.

Порядок работы РДМТ реализуется предложенным вариантом 2 устройства в той же последовательности действий, что и в варианте 1 устройства.

Анализ уровня техники на соответствие заявленных решений условию патентоспособности изобретения «изобретательский уровень» показал следующее.

Использование для многократного запуска и длительной работы РДМТ известных конструктивных решений и способов организации процесса запуска двигателя с инициированием процесса горения в предкамере требует применения воспламенителей, сохраняющих работоспособность при длительном воздействии высокотемпературных продуктов сгорания, что ограничивает их выбор, ужесточает требования к ним и снижает надежность их работы.

В заявляемых устройствах обеспечивается малый расход каждого из компонентов топлива и плавное изменение их соотношения в предкамере с реализацией условий достижения оптимального для воспламенения состава смеси, что позволяет реализовать надежный многократный запуск РДМТ при минимальных энергетических и массовых затратах на воспламенение топлива.

При характерных для РДМТ уровнях тяг и расходах компонентов топлива, таких как кислород, с горючими, такими как водород или метан, для запуска достаточная мощность свечи составляет около 3,2 Вт и 5,4 Вт соответственно. Этот результат подтверждается экспериментальными работами на стендах ФГУП «Центр Келдыша» с использованием в качестве воспламенителя малогабаритной калильной свечи.

Таким образом, заявляемые технические решения удовлетворяют условию патентоспособности изобретения «изобретательский уровень».

Источники информации

1. Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей. / Под ред. Г.Г.Гахуна. М.: Машиностроение, 1989 (с.77, рис.4.7).

2. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного ракетного двигателя малой тяги. Патент Российской Федерации №2183761 от 11.05.2000.

3. Appel M.A., Schoeman L., Berkman D.K. Oxygen/Hydrogen Thrusters for the Space Station Auxilary Propulsion Systems. JANNAF Propulsion Conference, 1984, p.29-37.

Claims

1. Камера ракетного двигателя малой тяги (РДМТ), работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе, содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенителем, трубопроводы подвода компонентов топлива, отличающаяся тем, что смесительная головка включает в себя линию подачи окислителя, представляющую собой соединенный с трубопроводом подачи радиальный канал, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи окислителя в камеру сгорания и с одним или несколькими продольными каналами подачи меньшей части расхода окислителя в предкамеру, линию подачи горючего, представляющую собой соединенный с трубопроводом радиальный канал, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи горючего в камеру сгорания и каналами с расположенной на оси камеры ракетного двигателя малой тяги промежуточной полостью, сообщающейся, с одной стороны, осевым каналом с предкамерой и, с другой стороны, сообщающейся осевым каналом-форсункой с камерой сгорания.

2. Камера ракетного двигателя малой тяги по п.1, отличающаяся тем, что участок канала форсунки, соединяющего промежуточную полость с камерой сгорания, имеет сужение кольцевым выступом, выполненным на внешней стенке канала-форсунки.

3. Камера ракетного двигателя малой тяги (РДМТ), работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе, содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенителем, трубопроводы подвода компонентов топлива, отличающаяся тем, что смесительная головка включает в себя линию подачи окислителя, представляющую собой осевой канал-форсунку, соединенный одним концом с трубопроводом подачи окислителя и другим концом сообщающийся с камерой сгорания, и посредством одного или нескольких радиальных отверстий в стенке канала-форсунки, с полостью предкамеры, линию подачи горючего, представляющую собой радиальный канал, соединенный с трубопроводом подачи горючего, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи горючего в камеру сгорания и каналами с расположенной с внешней стороны от канала-форсунки окислителя кольцевой промежуточной полостью, которая, с одной стороны, сообщается кольцевым каналом-форсункой с камерой сгорания и, с другой стороны, сообщается одним или несколькими продольными каналами с предкамерой.

4. Камера ракетного двигателя малой тяги по п.3, отличающаяся тем, что участок канала-форсунки, соединяющего промежуточную полость с камерой сгорания, имеет сужение кольцевым выступом, выполненным на внешней стенке канала-форсунки.

5. Камера ракетного двигателя малой тяги по п.3, отличающаяся тем, что участок осевого канала-форсунки подачи окислителя в камеру сгорания имеет сужение кольцевым выступом.