RU2692171C1 - Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель - Google Patents
Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2692171C1 RU2692171C1 RU2018141312A RU2018141312A RU2692171C1 RU 2692171 C1 RU2692171 C1 RU 2692171C1 RU 2018141312 A RU2018141312 A RU 2018141312A RU 2018141312 A RU2018141312 A RU 2018141312A RU 2692171 C1 RU2692171 C1 RU 2692171C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- oxygen
- hydrogen
- combustion chamber
- combustion
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/02—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, сопловой блок, канал подачи кислорода и канал подачи водорода, камеру распределения кислорода, камеру распределения водорода, камеру вихревой закрутки кислорода, камеру вихревой закрутки водорода. Кислород из камеры вихревой закрутки кислорода поступает в камеру сгорания по коническому каналу, который соединяет камеру вихревой закрутки кислорода и камеру сгорания. Водород из камеры вихревой закрутки водорода поступает в камеру сгорания по своему коническому каналу, который соединяет камеру вихревой закрутки водорода и камеру сгорания. При вхождении потока кислорода и потока водорода в камеру сгорания происходит смешивание кислорода и водорода с образованием горючей смеси, которая, двигаясь по спирали, заполняет камеру сгорания, образуя при этом воронку, ось симметрии воронки совпадает с осью симметрии камеры сгорания. В днище камеры сгорания выполнена запальная камера, в которой создаются условия для возникновения детонационной волны при воспламенении горючей смеси от запальной свечи. Изобретение направлено на упрощение конструкции и повышение удельного импульса. 3 ил.
Description
Заявляемое изобретение относится к ракетной технике, и основано на применении в ракетном двигателе пульсирующей кумулятивной струи, далее такой двигатель будет обозначаться - ПКРД, и может применятся как в маршевых, так и в управляющих ракетных двигателях.
Известен патент №2183283 «Маршевый пульсирующий ракетный двигатель», содержащий блок камер сгорания, каждая из которых имеет форсунки для подачи топлива, и сопло Лаваля, отличающийся тем, что двигатель выполнен работающим на самовоспламеняющемся топливе, а блок камер сгорания, имеющий возможность выдерживать давление до 1000 атм., выполнен в виде единой конструкции, состоящей из двух плит, формирующих камеры сгорания с соплами и скрепленных между собой через жаропрочную прокладку болтовыми соединениями, и имеющий возможность накапливать избыточное тепло, камеры сгорания выполнены шарообразными, в них установлены форсунки для подачи топлива, при этом форсунки связаны с установленными на верхней плите блока электронными инжекторными агрегатами, в нижней плите расположены сопла Лаваля каждой камеры, две противоположно расположенные камеры имеют тангенциальные сопла, позволяющие управлять положением двигателя по крену, причем площадь внутренней поверхности камеры сгорания в 500 раз превышает площадь критического сечения сопла.
Недостатком данной конструкции является сложность управления процессом впуска и полного заполнения камер сгорания самовоспламеняющимся топливом до начала воспламенения.
Известен патент №2442008 «Импульсный детонационный ракетный двигатель», содержит камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода детонационного топлива, систему импульсного зажигания и устройство запирания выходного отверстия камеры сгорания в момент заполнения ее порцией детонационного топлива, тяговое осесимметричное сопло и устройство запирания. Тяговое осесимметричное сопло установлено на выходе камеры сгорания и содержит канал в виде сопла Лаваля, сужающееся и быстро расширяющееся в направлении истечения продуктов детонации. Устройством запирания является роторный клапан, расположенный в критическом сечении сопла и выполненный в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси. В направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела. Ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости. Двигатель также содержит лазерную систему импульсного зажигания лазерной искрой, возбуждаемой в камере сгорания, командный датчик синхронной подачи импульса зажигания и запирания выхода камеры сгорания роторным клапаном, один выход которого соединен с лазерной системой, а другой связан с приводом роторного клапана. Изобретение позволяет увеличить стабильность работы двигателя, расширить диапазон его рабочих режимов, уменьшить вибрационные нагрузки.
Недостатком данной конструкции является сложность конструкции, и сложность управления процессом ввода детонационного топлива и запирания камеры воспламенения.
Задачей изобретения является упрощение конструкции и повышение удельного импульса ракетного двигателя.
Поставленная задача решается тем, что ПКРД, состоящий из корпуса, соплового блока, канала подачи кислорода, камеры распределения кислорода и камеры вихревой закрутки кислорода, соединенных между сбой тангенциальными каналами, обеспечивающими закрутку потока кислорода, конического канала, соединяющего камеру вихревой закрутки кислорода и камеру сгорания, по которой проходит закрученный поток кислорода, а также из канала подачи водорода, камеры распределения водорода и камеры вихревой закрутки водорода, соединенных между сбой тангенциальными каналами, обеспечивающими закрутку потока водорода, конического канала, соединяющего камеру вихревой закрутки водорода и камеру сгорания, по которому проходит закрученный поток водорода, а при вхождении потока кислорода и потока водорода в камеру сгорания происходит смешивание кислорода и водорода с образованием горючей смеси, далее горючая смесь, двигаясь по спирали, заполняет камеру сгорания, образуя при этом воронку, ось симметрии воронки совпадает с осью симметрии камеры сгорания, в днище камеры сгорания выполнена запальная камера, в которой создаются условия для возникновения детонационной волны, и устанавливается запальная свеча, создающая искру между электродами свечи, при достижении потоком горючей смеси зоны искрообразования в запальной камере происходит ее воспламенение с образованием детонационной волны сгорания горючей смеси, распространяющейся с очень большой скоростью, при этом происходит взрывной подъем температуры и давления продуктов сгорания, далее происходит расширение продуктов сгорания, а воронка, образовавшаяся при заполнении камеры сгорания, будет способствовать образованию кумулятивной струи, истекающей со скоростью большей, чем скорость истечения продуктов сгорания из камер ракетных двигателей на твердом или жидком топливе, что приведет к увеличению удельного импульса, дальнейшее распространение ударной волны по камере сгорания приведет к разделению потоков кислорода и водорода, это исключит возможность воспламенения водорода и кислорода в зоне смешения при следующем цикле заполнения камеры сгорания, а следующий цикл начнется сразу, как только произойдет истечение продуктов сгорания и падение давления в камере, далее цикл повторяется.
Сущность изобретения поясняется чертежами на фиг. 1, фиг. 2 и фиг. 3.
На фиг. 1 поясняется общая конструкция ПКРД и распределение газовых потоков.
На фиг. 2 показаны тангенциальные каналы и завихрение потока кислорода в вихревой камере.
На фиг. 3 показаны тангенциальные каналы и завихрение потока водорода в вихревой камере.
ПКРД состоит из: корпуса 1, соплового блока 2, канала подачи кислорода 5, камеры распределения кислорода 3 и камеры вихревой закрутки кислорода 4, соединенных между собой тангенциальными каналами 14, обеспечивающими закрутку потока кислорода, конического канала 9, соединяющего камеру вихревой закрутки кислорода 4 и камеру сгорания 11, по которому проходит закрученный поток кислорода, а также из канала подачи водорода 6, камеры распределения водорода 7 и камеры вихревой закрутки водорода 8, соединенных между сбой тангенциальными каналами 15, обеспечивающими закрутку потока водорода, конического канала 10, соединяющего камеру вихревой закрутки водорода 8 и камеру сгорания 11, по которому проходит закрученный поток водорода, а при вхождении потока кислорода и потока водорода в камеру сгорания происходит смешивание кислорода и водорода с образованием горючей смеси, далее горючая смесь, двигаясь по спирали, заполняет камеру сгорания, образуя при этом воронку, ось симметрии воронки совпадает с осью симметрии камеры сгорания, в днище камеры сгорания устанавливается запальная свеча 12, создающая искру между электродами свечи, перед свечой выполнена запальная камера 13, в которой создаются условия для возникновения детонационной волны.
Работа ПКРД происходит следующим образом: по каналу 5 кислород поступает в камеру распределения кислорода 3, из которой он по тангенциальным каналам 14 поступает в вихревую камеру 4, где происходит закрутка потока кислорода, далее по коническому каналу 9 закрученный поток кислорода поступает в камеру сгорания 11. Одновременно с кислородом по каналу 6 в распределительную камеру 7 поступает водород, из которой по тангенциальным каналам 15 он поступает в вихревую камеру 8, где происходит закрутка водорода, далее закрученный поток водорода по коническому каналу 15 поступает в камеру сгорания 11. При вхождении потока кислорода и потока водорода в камеру сгорания 11 происходит смешивание кислорода и водорода с образованием горючей смеси, далее горючая смесь, двигаясь по спирали, заполняет камеру сгорания, образуя при этом воронку, ось симметрии воронки совпадает с осью симметрии камеры сгорания 11, в днище камеры сгорания выполнена запальная камера 13, в которой устанавливается запальная свеча 12, создающая искру между электродами свечи. При достижении потоком горючей смеси зоны искрообразования в запальной камере, происходит ее воспламенение с образованием детонационной волны сгорания горючей смеси, распространяющейся с очень большой скоростью при этом происходит взрывной подъем температуры и давления продуктов сгорания, далее происходит расширение продуктов сгорания, а воронка, образовавшаяся при заполнении камеры сгорания, будет способствовать образованию кумулятивной струи, истекающей со скоростью большей, чем скорость истечения продуктов сгорания из камеры ракетных двигателей на твердом или жидком топливе, что приведет к увеличению удельного импульса, дальнейшее распространение ударной волны по камере сгорания приведет к разделению потоков кислорода и водорода, это исключит возможность воспламенения водорода и кислорода в зоне смешения при следующем цикле заполнения камеры сгорания, а следующий цикл начнется сразу, как только произойдет истечение продуктов сгорания и падение давления в камере, далее цикл повторяется. Таким образом достигается пульсирующая работа ПКРД с повышенным удельным импульсом.
Claims (1)
- Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель (далее - ПКРД), содержащий камеру сгорания, сопловой блок, канал подачи кислорода и канал подачи водорода, камеру распределения кислорода, камеру распределения водорода, камеру вихревой закрутки кислорода, камеру вихревой закрутки водорода, отличающийся тем, что кислород из камеры вихревой закрутки кислорода поступает в камеру сгорания по коническому каналу, который соединяет камеру вихревой закрутки кислорода и камеру сгорания, а водород из камеры вихревой закрутки водорода поступает в камеру сгорания по своему коническому каналу, который соединяет камеру вихревой закрутки водорода и камеру сгорания, а при вхождении потока кислорода и потока водорода в камеру сгорания происходит смешивание кислорода и водорода с образованием горючей смеси, которая, двигаясь по спирали, заполняет камеру сгорания, образуя при этом воронку, ось симметрии воронки совпадает с осью симметрии камеры сгорания, а в днище камеры сгорания выполнена запальная камера, в которой создаются условия для возникновения детонационной волны при воспламенении горючей смеси от запальной свечи, при этом происходит подъем температуры и давления продуктов сгорания, далее происходит расширение продуктов сгорания, а воронка, образовавшаяся при заполнении камеры сгорания, обеспечивает образование кумулятивной струи.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018141312A RU2692171C1 (ru) | 2018-11-23 | 2018-11-23 | Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018141312A RU2692171C1 (ru) | 2018-11-23 | 2018-11-23 | Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2692171C1 true RU2692171C1 (ru) | 2019-06-21 |
Family
ID=67038030
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018141312A RU2692171C1 (ru) | 2018-11-23 | 2018-11-23 | Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2692171C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2770376C1 (ru) * | 2021-01-12 | 2022-04-15 | Суворов Степан Валентинович | Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2543222A1 (fr) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Tete d'injection pour chambres de combustion de moteurs-fusees a propergol liquide |
US4621492A (en) * | 1985-01-10 | 1986-11-11 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Low loss injector for liquid propellant rocket engines |
RU2183763C2 (ru) * | 2000-05-11 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя |
RU2498272C1 (ru) * | 2012-05-25 | 2013-11-10 | Александр Евгеньевич Зорин | Способ испытания металлов на необратимую поврежденность |
RU2539243C2 (ru) * | 2013-02-25 | 2015-01-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | Вихревая водород-кислородная камера сгорания |
RU2629340C1 (ru) * | 2015-12-29 | 2017-08-28 | Александр Иванович Рудаков | Способ создания тяги двигателя |
-
2018
- 2018-11-23 RU RU2018141312A patent/RU2692171C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2543222A1 (fr) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Tete d'injection pour chambres de combustion de moteurs-fusees a propergol liquide |
US4621492A (en) * | 1985-01-10 | 1986-11-11 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Low loss injector for liquid propellant rocket engines |
RU2183763C2 (ru) * | 2000-05-11 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя |
RU2498272C1 (ru) * | 2012-05-25 | 2013-11-10 | Александр Евгеньевич Зорин | Способ испытания металлов на необратимую поврежденность |
RU2539243C2 (ru) * | 2013-02-25 | 2015-01-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | Вихревая водород-кислородная камера сгорания |
RU2629340C1 (ru) * | 2015-12-29 | 2017-08-28 | Александр Иванович Рудаков | Способ создания тяги двигателя |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2770376C1 (ru) * | 2021-01-12 | 2022-04-15 | Суворов Степан Валентинович | Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2357093C2 (ru) | Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство | |
US10060618B2 (en) | Pressure-gain combustion apparatus and method | |
KR100468207B1 (ko) | 연료분사장치 | |
US7739867B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor | |
US3748852A (en) | Self-stabilizing pressure compensated injector | |
US11635017B2 (en) | Pre-chamber spark plug for a combustion chamber of an internal combustion engine, in particular of a motor vehicle, and an internal combustion engine for a motor vehicle | |
US20120131901A1 (en) | System and method for controlling a pulse detonation engine | |
US3386422A (en) | Compression-ignition engine | |
CN103899435A (zh) | 一种组合式脉冲爆震发动机爆震室 | |
WO2016060581A1 (ru) | Устройство и способ организации рабочего процесса реактивного двигателя | |
RU2692171C1 (ru) | Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель | |
US3175357A (en) | Method and apparatus for producing a highly compressed operating gas for heat engines | |
US1801007A (en) | Production of gas jets for power purposes | |
CN1220370A (zh) | 用于将燃料/液体混合物喷入燃烧器燃烧室的方法和装置 | |
RU2084675C1 (ru) | Камера пульсирующего двигателя детонационного горения | |
CN102606343B (zh) | 一种脉冲爆震发动机爆震室 | |
RU2708011C1 (ru) | Устройство для сжигания топлива | |
EP2312126A1 (en) | Power generation system and corresponding power generating method | |
US20100077726A1 (en) | Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines | |
RU2595004C9 (ru) | Способ детонационного сжигания топливных смесей и устройство для его осуществления | |
US2360943A (en) | Injection engine | |
US1684074A (en) | Injection device for internal-combustion engines | |
US8683810B2 (en) | Injection device for combustion chambers of liquid-fueled rocket engines | |
RU2447368C1 (ru) | Способ зажигания потока горючей смеси и устройство для его осуществления (варианты) | |
RU52940U1 (ru) | Камера пульсирующего двигателя детонационного горения |