RU2533262C1 - Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования применена металлорезина. Внутри стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде цилиндра с центральным отверстием и установлен концентрично оси стакана. Линза может быть установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки форсуночной плиты камеры сгорания. Величина углубления может составлять от 0,1 до 1,0 от диаметра фокусирующей линзы. Изобретение обеспечивает повышение надежности многократного воспламенения топлива. 9 з.п. ф-лы, 11ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для камер жидкостных ракетных двигателей - ЖРД многократного запуска, использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива. Также возможно применение системы для двигателей однократного запуска при их испытаниях на стенде.

Известна система зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение №24666292, МПК F02K 9/95, опубл. 10.11.2012 г.

Система зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя содержит систему управления с бортовым компьютером и источником электроэнергии и несколько запальных пиротехнических устройств, установленных на форсуночной плите камеры сгорания.

Недостатками этой системы зажигания является ограниченное количество запусков ЖРД. Спроектировать двигатель с числом запусков более 2…3 проблематично из-за большого веса пиротехнических устройств и невозможности их размещения на головке камеры сгорания.

Известна конструкция ЖРД, работающего на несамовоспламеняющемся топливе, приведенная в [1]. Устройство включает основную камеру сгорания, предкамеру и раздельные линии подачи компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру. Для воспламенения топлива в предкамере установлена электроискровая свеча.

Способ запуска ЖРД, реализованный в данном устройстве, состоит в следующем. Пусковые порции окислителя и горючего поступают в предкамеру ЖРД. После смешения компонентов до заданного состава, который определяется допустимой температурой в предкамере, смесь воспламеняется от включенной электроискровой свечи. Образующаяся струя продуктов сгорания воспламеняет основной расход топлива, поступающий в камеру сгорания.

Недостатками такого устройства и способа запуска являются:

- обязательное наличие предкамеры, в которой находится устройство воспламенения смеси, что усложняет конструкцию, увеличивает массу и габариты двигателя;

- наличие двух магистралей подачи в двигатель каждого из компонентов топлива;

- использование в качестве источника воспламенения электроискровой свечи, снижающей надежность работы двигателя при многократных включениях, так как в этом случае с попаданием на свечу относительно крупных капель жидких компонентов топлива свеча загрязняется продуктами неполного сгорания топлива в предкамере;

- необходимость подачи отдельной части компонентов в предкамеру с низкой полнотой сгорания топлива (для обеспечения допустимого уровня температур в предкамере), что приводит к снижению полноты сгорания топлива за импульс.

Известна конструкция ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) по патенту РФ на изобретение №2400644, МПК F16L 11/08, опубл. 20.12.2010 г., работающего на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, содержащем камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и тангенциальными каналами для подачи топливной смеси в камеру сгорания с полостью закрутки и устройство воспламенения топливной смеси. Устройством воспламенения топливной смеси служит источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, герметично установленным непосредственно на смесительную головку, при этом лазерный луч направлен в осевой канал - зону первоначального воспламенения компонентов в точку фокусировки на поверхности осевого канала, либо в объеме топливной смеси.

Способ запуска такого РДМТ основан на подаче в смесительную головку двигателя горючего и окислителя, при этом весь расход горючего и окислителя подают в зону смешения компонентов с образованием там топливной смеси оптимального для работы двигателя состава. Образовавшуюся топливную смесь закручивают (за счет тангенциального расположения каналов) и подают одновременно в зону основного горения и в зону первоначального воспламенения компонентов топлива - в осевой канал, где полученную смесь воспламеняют путем фокусировки лазерного излучения в область оптического пробоя на поверхности камеры сгорания осевого канала, либо в объеме топливной смеси. Образовавшийся факел продуктов сгорания поджигает топливную смесь в области основного горения.

Недостатком такого устройства и способа запуска РДМТ является то, что устройство предполагает обязательное наличие в смесительной головке тангенциальных каналов, в которых происходит смешение и закрутка топливных компонентов для подготовки топливной смеси к последующему воспламенению, что усложняет конструкцию, а также увеличивает массу и габариты двигателя. К недостаткам способа следует отнести возможность работы только на топливной паре - газообразный окислитель и жидкое горючее.

Технической задачей, на решение которой направлена группа изобретений, является обеспечение надежного многократного воспламенения топлива в камере ЖРД или газогенератора, снижение массогабаритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик ЖРД или газогенератора, упрощение процедуры поджига камеры, а также возможность работы ЖРД или газогенератора как на жидких, так и на газообразных несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Известна система зажигания камеры сгорания ЖРД по патенту РФ на изобретение №2468240, МПК F02K 9/25, опубл. 27.11.2012 г., прототип.

Камера жидкостного ракетного двигателя с лазерным устройством воспламенения компонентов содержит камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем. Узел может быть герметично установлен непосредственно на смесительную головку или на боковую поверхность камеры сгорания. Кроме того, устройство снабжено дополнительно, по крайней мере, одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, а также мишенью, устанавливаемой в камере сгорания в области фокусировки лазерного излучения. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива основан на подаче компонентов топлива и воспламенении топливной смеси путем подачи лазерного излучения и его фокусировки в область оптического пробоя, при этом весь расход окислителя и горючего подают непосредственно в зону горения, где осуществляют их воспламенение при соотношении компонентов, достаточном для воспламенения топливной смеси. Изобретение обеспечивает повышение надежности многократного воспламенения топлива в камере жидкостного ракетного двигателя или газогенератора, снижение массогабаритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик жидкостного ракетного двигателя или газогенератора.

Недостатки этой камеры сгорания следующие:

- недостаточное охлаждение лазерной свечи,

- отсутствие механизмов противодействия вибрациям,

- вероятность загрязнения фокусирующего объектива продуктами сгорания и тем самым невозможность многоразового запуска ЖРД.

Задачей создания изобретения является повышение надежности устройства зажигания.

Решение указанных задач достигнуто в устройстве для лазерного зажигания в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, тем, что согласно изобретению лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Угол установки лазерной свечи к форсуночной плите может составлять от 30 до 60 градусов. Внутри стакана может быть установлено средство демпфирования. Средство демпфирования может быть выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования может быть применена металлорезина. Внутри каждого стакана может быть установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла может быть выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установленного концентрично оси стакана. В качестве теплоаккумулирующего материала может быть применен тригидрат ацетата натрия. Фокусирующая линза может быть установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки форсуночной плиты камеры сгорания. Величина углубления может составлять от 0,1 до 1,0 от диаметра фокусирующей линзы.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…11, где

- на фиг.1 приведен чертеж ЖРД,

- на фиг.2 вид A,

- на фиг.3 приведено температурное поле в камере сгорания,

- на фиг.4 схема установки вакуумной трубки с линзой внутри металлической втулки,

- на фиг.5 приведена схема стыковки стакана для конкретного двигателя НК 33,

- на фиг.6 приведен внешний вид демпфирующего устройства,

- на фиг.7 приведен чертеж демпфирующего устройства,

- на фиг.8 приведен внешний вид аккумулятора тепла,

- на фиг.9 приведен чертеж аккумулятора тепла,

- на фиг.10 приведен чертеж рамы с подвеской платформы,

- на фиг.11 приведен чертеж платформы с блоками накачки.

Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…11) содержит камеру 1, турбонасосный агрегат и газогенератор, которые на фиг.1…11 не показаны.

В свою очередь, камера 1 содержит камеру сгорания 2, имеющую цилиндрическую часть 3 и сопло 4. Кроме того, камера 1 содержит головку 5, соединенную с цилиндрической частью 3 сварочным швом 6.

Камера сгорания 2 выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки; внутреннюю стенку 7 и наружную стенку 8 с зазором 9 между ними для прохождения охлаждающего горючего.

В верхней части камеры сгорания 2 выполнена форсуночная плита 10 (фиг.1). Форсуночная плита 10 содержит наружную стенку 11 и внутреннюю стенку 12 с зазором (полостью) между ними 13. Внутри головки 6 камеры сгорания 2 установлены форсунки окислителя 14 и форсунки горючего 15. Форсунки окислителя 14 сообщают полость 16 с внутренней полостью 17 камеры сгорания 2. Форсунки горючего 15 сообщают полость 13 с внутренней полостью 17.

На головке 6 установлена под углом α к оси камеры сгорания 2, по меньшей мере, одна свеча лазерного зажигания 18. Угол установки лазерной свечи зажигания 18 острый, т.е. меньше 90°.

В дальнейшем приведен конкретный пример устройства для конкретного двигателя НК-33 с тремя свечами лазерного зажигания 18.

Стакан 19 содержит боковую стенку 20, днище 21 и полость 22. Полость 22 стакана 19 при помощи металлической втулки 23 сообщается с внутренней полостью 17 камеры сгорания 2. Металлическая втулка 23 может быть установлена вдоль оси стакана 19 или смещена относительно нее для обеспечения компоновки всех деталей свечи лазерного зажигания 18 (фиг.5).

Кроме того, стакан 19 может быть установлен таким образом, чтобы его днище 21 прилегало к головке 5 или было совмещено с ней (такой вариант на фиг.1…11 не показан). В обеих случаях вибрационные нагрузки на детали установленные внутри стакана 19, уменьшаются..

Как ранее упоминалось, стакан 19 и металлическая втулка 23, фактически образующие корпус свечи лазерного зажигания 18, установлены под острым углом к оси камеры сгорания 2 (или к внутренней плите 12). Наиболее оптимальный диапазон угла установки α=30…60°. При углах установки менее 30(участок металлической втулки 23, находящийся в полости 16, в которой проходит окислитель, будет достаточно длинным и это приведет к ее охлаждению если в качестве окислителя используется жидкой кислород, или наоборот к перегреву, если используется «кислый газ», имеющий температуру около 500°C. При углах установки более 60° выходная кромка металлической трубки 23 будет иметь срез с углом менее 30°, что будет способствовать ее оплавлению при работе ЖРД. Свечи лазерного зажигания 18 должны быть установлены максимально близко к периферии форсуночной плиты 10 для исключения воздействия высоких температур (фиг.3), т.е. находится в зоне пристенного слоя.

Пристенный слой - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры и состоящий преимущественно из паров горючего. Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего. Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда в дополнение к этому на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки (пояс завесы).

В стакане 19 в его полости 22 установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер 24, к которому, с одной стороны присоединена вакуумная трубка 25 с фокусирующей линзой 26 на конце. Микрочип-лазер 24 соединен оптическим волокном 27 соединен с блоком накачки 28.

Лазеры на микрочипах представляют собой свободно согласованные твердотельные лазеры, где лазерный кристалл (или стекло) непосредственно контактирует с торцами зеркал лазерного резонатора. Как правило, накачка осуществляется лазерным диодом либо непосредственно через оптическое волокно.

Наиболее распространенные типы лазерных кристаллов для лазеров на микрочипах являются: Nd:YAG и Nd:YVO₄ с длиной волны в диапазоне от 1-1,3 мкм, в исключительных случаях 0,95 мкм. Спектральный диапазон излучения достаточно широкий из-за короткой длины резонаторной области. Конструктивно лазер может быть выполнен с использованием еще одного элемента, который располагается между активной средой и торцами зеркал. Например, это может быть нелинейный кристалл, который используется как электрооптический модулятор для добротности или внутрирезонаторного удвоения частоты; также может быть использована нелегированная прозрачная пластина для увеличения мощности или эффективной площади. Лазеры на микрочипах с пассивной модуляцией добротности позволяют создавать частоту импульса свыше 100 кГц, а иногда даже нескольких мегагерц. При очень низких временах импульса пиковая мощность такого лазера может составлять несколько киловатт.

На ЖРД установлен бортовой компьютер 29, к которому электрической связью 30 присоединен источник электроэнергии 31.

Для предотвращения загрязнения фокусирующей линзы 26 и улучшения ее охлаждения линза 26 углублена относительно внутренней плиты 12 на величину:

L=(0,1…1,0)Do,

где Do - диаметр фокусирующей линзы 26, соответствующий внутреннему диаметру металлической втулки 23, которая на действующих ЖРД, например, двигателе НК 33 использовалась для подачи воспламеняющей струи от пиропатрона.

Учитывая, что для современных ЖРД Do=5…8 мм, то меньшее, чем 0,1 относительное углубление будет находиться в пределах допуска на изготовление деталей устройства зажигания, что недопустимо, потому что возможно выступание фокусирующей линзы 26 внутрь полости 17 камеры сгорания 2 и ее обгорание или покрытие продуктами неполного сгорания, особенно для углеводородных топлив. Большее чем 1,0 соотношение, во-первых, выведет фокусирующую линзу 26 из зоны охлаждения горючим, проходящим с большой скоростью в зазоре 13, а во-вторых, затруднит фокусировку лазерного луча в точку «Ф», значительно удаленную от фокусирующей линзы 26.

Для герметизации устройства внутри стакана 19 установлено уплотнение 32, которое позволит выдержать давление 150…250 атм в камере сгорания 2. Кроме того, внутри стакана 19 должны быть установлены сначала демпфирующее устройство 33, а потом аккумулятор тепла 34. Демпфирующее устройство 33 должно быть обязательно выполнено из теплопроводного материала для отвода тепла, поступающего в детали лазерной свечи (свеч), установленной в стакане 19, чтобы не повредить их оптику и электронные компоненты.

В качестве демпфирующего устройства 33, с учетом ранее сказанного, целесообразно применить цилиндрическую деталь, выполненную из металлорезины (фиг.6 и 7). Металлорезина - это материал, полученный из неплотно спрессованной стальной проволоки небольшого диаметра. Обычно материал проволоки - нержавеющая сталь. Металлорезина, кроме хороших демпфирующих свойств и стойкости при высоких температурах, обладает высокой теплопроводностью и хорошими теплоаккумулирующими свойствами.

Для значительного повышения теплопроводности демпфирующего устройства 33 кроме стальной проволоки в нем может быть использовано 20…50% медной проволоки. Демпфирующее устройство 33 содержит внутреннюю полость 35 и отверстие 36 (фиг.7).

Применение аккумулятора тепла 34 (фиг.4) позволит в течение 100…200 сек (время работы ЖРД) отводить тепло от микрочип-лазера 24 и от вакуумной трубки 25, так как теплоаккумулирующее вещество в момент запуска ЖРД имеет температуру окружающей среды и сохраняет ее достаточно долго.

В качестве аккумулятора тепла 34 может быть использован контейнер 37 цилиндрической формы (фиг.8 и 9), выполненный из теплопроводного материала, например меди. Контейнер 37 имеет центральное отверстие 38 и внутреннюю полость 39, которая полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим веществом 40. Частичное заполнение внутренней полости 39 теплоаккумулирующим веществом 40 может быть применено, когда используется фазовый переход теплоаккумулирующего вещества 40, например, из жидкой фазы в газообразную, чтобы ограничить давление во внутренней полости 39.

При этом в качестве теплоакумулирующего вещества 40 должен быть использован материал, имеющий максимальные удельные (на ед. массы) теплоемкость, теплопроводность и теплоту фазового перехода. Кроме того, плотность вещества должна быть достаточно большой, так объем контейнера ограничен, а эффективность аккумулятора тепла 34 зависит и от его массы. Поэтому целесообразно применять жидкости или твердые вещества.

Теплоаккумулирующее вещество - это, как отмечалось выше, материал, который имеет высокую теплоемкость и высокую удельную теплоту фазового перехода. Примером такого материала может служить тригидрат ацетата натрия.

Теплофизические свойства этого материала:

- теплота плавления 220 кДж/кг,

- теплоемкость твердой фазы 2 кДж/кг,

- теплоемкость жидкой фазы 2, 8 кДж/кг.

Для заправки теплоаккумулирующего вещества 40 в контейнере 37 предусмотрено заправочное отверстие 41, заглушенное пробкой 42.

Камера 1 может быть установлена на силовой раме 43 (фиг.10) В этом случае на силовой раме 43 можно при помощи пружинной подвески 44 установить платформу 45, на которой закрепить один блок накачки 28, общий для всех свечей лазерного зажигания 18 (фиг.10), или несколько блоков накачки 28 (фиг.11), число которых соответствует числу свечей лазерного зажигания 18.

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.

Горючее и газогенераторный газ поступает в камеру сгорания 2, точнее в ее внутреннюю полость 17. Практически одновременно бортовой компьютер 29 подает сигнал на блок (блоки) накачки 28, который передает энергию к микрочип-лазера 24 и далее усиленный оптический сигнал по вакуумной трубке 25 передается к фокусирующей линзе 26, которая фокусирует высокую мощность лазерного излучения в точке «Ф». Во внутренней полости 17 камеры сгорания 2 происходит воспламенение компонентов ракетного топлива.

Горючее перед этим проходит в зазорах 9 и 13, охлаждая внутреннюю стенку 8 камеры сгорания 2, металлическую втулку 23 с установленной в ней вакуумной трубкой 25.

Применение уплотнения 32 позволит выдержать давление 150…250 атм в камере сгорания 2. Применение аккумулятора тепла 34 позволит в течение 100…200 с (время работы ЖРД) отводить тепло от микрочип-лазера 24, а демпфирующее устройство 33 предотвратит разрушение микрочип- лазера 24 и вакуумной трубки 25 из-за вибраций.

Применение изобретения позволит:

- неоднократно запускать ЖРД и в полете в составе ракеты-носителя, и при стендовых испытаниях без очистки линзы лазерной свечи зажигания, при этом уменьшение загрязнения линзы и даже полное предотвращение загрязнения достигнуто углублением ее внутрь металлической трубки на определенное, оптимальное расстояние.

- повысить надежность устройства лазерного зажигания камеры сгорания ЖРД и двигателя в целом за счет

а) улучшения охлаждения оптической части свечи (свечей) лазерного зажигания,

б) применения наклонного расположения свечей лазерного зажигания относительно оси камеры сгорания (форсуночной плиты),

в) применения высокоэффективного демпфирующего устройства, способного работать при высоких температурах и выполненного из теплопроводного материала, способного аккумулировать значительное количество тепловой энергии,

г) применения установленного концентрично с демпфирующим устройством аккумулятора тепла, который отбирает тепло от вакуумной трубки и микрочип- лазера через теплопроводное демпфирующее устройство, и охлаждает их в течение работы ЖРД..

Источники информации

1. «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей», Под. ред. Г.Г. Гахуна, М., Машиностроение, 1989, стр.77, рис.4.7.

Claims (10)

1. Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащее источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающееся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что угол установки лазерной свечи к форсуночной плите составляет от 30 до 60°.

3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что внутри каждого стакана установлено средство демпфирования.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что в качестве средства демпфирования применена металлорезина.

6. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что внутри каждого стакана установлен аккумулятор тепла.

7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что аккумулятор тепла выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом и установлен концентрично оси стакана.

8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что в качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия.

9. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки форсуночной плиты камеры сгорания.

10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что величина углубления составляет от 0,1 до 1,0 от диаметра фокусирующей линзы.

Images