RU2734708C2 - Detonation jet engine with cooling system - Google Patents
Detonation jet engine with cooling system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2734708C2 RU2734708C2 RU2018113690A RU2018113690A RU2734708C2 RU 2734708 C2 RU2734708 C2 RU 2734708C2 RU 2018113690 A RU2018113690 A RU 2018113690A RU 2018113690 A RU2018113690 A RU 2018113690A RU 2734708 C2 RU2734708 C2 RU 2734708C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tube
- transparent dielectric
- cooling system
- dielectric tube
- filled
- Prior art date
Links
- 238000005474 detonation Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 11
- 239000011358 absorbing material Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 claims abstract description 6
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Chemical compound O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 4
- 239000012153 distilled water Substances 0.000 claims abstract description 3
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 12
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 2
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 2
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 2
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 2
- 238000005057 refrigeration Methods 0.000 description 2
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000009835 boiling Methods 0.000 description 1
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000011859 microparticle Substances 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/411—Electric propulsion
- B64G1/415—Arcjets or resistojets
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для создания импульсных ракетных двигателей систем ориентации космических аппаратов и старта с поверхности и посадки на планеты с малой гравитацией, например, Луны или Марса.The invention relates to rocket technology and is intended to create impulse rocket engines of orientation systems for spacecraft and launch from the surface and landing on planets with low gravity, for example, the Moon or Mars.
В качестве аналога выбран электроразрядный [1] реактивный двигатель, содержащий разгонный участок в виде полой трубки - катода, и острийкового анода, разделенные диэлектриком и соединенные с высоковольтным источником напряжения и снабженный системой подачи рабочего тела. Однако и этот двигатель способен лишь частично использовать рабочее телоAs an analogue, an electric-discharge [1] jet engine was chosen, containing an accelerating section in the form of a hollow tube - a cathode, and a pointed anode, separated by a dielectric and connected to a high-voltage voltage source and equipped with a working fluid supply system. However, this engine is only able to partially use the working fluid.
В качестве прототипа выбран импульсный электроразрядный реактивный двигатель [2], содержащий участок в виде газодинамического резонатора с полой разгонной трубкой, заканчивающийся сверхзвуковым соплом, анодом и катодом, разделенные диэлектриком и соединенные с высоковольтным источником напряжения и высоковольтным конденсатором, снабженный системой подачи и по джига рабочего тела.As a prototype, a pulsed electric-discharge jet engine [2] was chosen, containing a section in the form of a gas-dynamic resonator with a hollow accelerating tube, ending with a supersonic nozzle, an anode and a cathode, separated by a dielectric and connected to a high-voltage source of voltage and a high-voltage capacitor, equipped with a system for supplying and firing a working body.
Однако в системе подачи рабочего присутствует дозатор подачи рабочего тела, система, инициирующая детонационный разряд достаточно сложна из-за того, что разряд осуществляется в нестабильных условиях, поскольку использование газообразного рабочего тела не всегда позволяет равномерно разместить его в резонаторе.However, the working fluid supply system contains a working fluid supply dispenser; the system that initiates a detonation discharge is rather complicated due to the fact that the discharge is carried out in unstable conditions, since the use of a gaseous working fluid does not always allow it to be uniformly placed in the resonator.
В качестве прототипа выбран импульсный ракетный двигатель [3] Особенность этого импульсного ракетного двигателя состоит в том, что система подачи и поджига выполнена в виде прозрачной диэлектрической трубки, заполненной инертным газом, на торцах которой установлены анод и катод, а рабочее тело выполнено в виде цилиндрического усеченного конуса из светопоглощающего материала, обращенного широким основанием в сторону к сверхзвуковому соплу, а диэлектрическая прозрачная трубка установлена по оси симметрии цилиндрического усеченного конуса.The impulse rocket engine was chosen as a prototype [3] The peculiarity of this impulse rocket engine is that the feed and ignition system is made in the form of a transparent dielectric tube filled with an inert gas, at the ends of which the anode and cathode are installed, and the working fluid is made in the form of a cylindrical a truncated cone made of light-absorbing material, with its wide base facing the supersonic nozzle, and a dielectric transparent tube installed along the axis of symmetry of the cylindrical truncated cone.
К недостаткам такого импульсного ракетного двигателя относится то, что он имеет малый ресурс работы, связанный с отсутствием системы охлаждения. При нескольких сотен импульсов электрических разрядов светопрозрачная диэлектрическая труба, выполненная, как правило, из кварцевого стекла, разогревается до температуры плавления, что сопровождается изменением ее форы, а следовательно и нужным распределением светового потока.The disadvantages of such a pulsed rocket engine include the fact that it has a small service life associated with the absence of a cooling system. With several hundred pulses of electrical discharges, a translucent dielectric tube, usually made of quartz glass, heats up to the melting temperature, which is accompanied by a change in its shape, and, consequently, by the required distribution of the light flux.
Предлагаемый импульсный детонационный двигатель содержит систему подачи и поджига, выполненную в виде прозрачной диэлектрической трубки, заполненной инертным газом, на торцах которой установлены анод и катод, подключенные с высоковольтному источнику напряжения и высоковольтному конденсатором, а рабочее тело выполнено из светопоглощающегося материала и сверхзвукового сопла.The proposed impulse detonation engine contains a supply and ignition system made in the form of a transparent dielectric tube filled with an inert gas, at the ends of which an anode and a cathode are installed, connected to a high-voltage voltage source and a high-voltage capacitor, and the working fluid is made of light-absorbing material and a supersonic nozzle.
К особенностям вновь предлагаемого двигателя относится то, что прозрачная диэлектрическая трубка снабжена дополнительной прозрачной трубкой с торцами и патрубками, образующими замкнутый контур, заполненный светопрозрачной жидкостью содержащий насос и охладитель. К другой особенности можно отнести то, в качестве светопрозрачной жидкости используется дистиллированная вода.The features of the newly proposed engine include the fact that the transparent dielectric tube is equipped with an additional transparent tube with ends and nozzles forming a closed loop filled with a translucent liquid containing a pump and a cooler. Another feature is that distilled water is used as a translucent liquid.
На фиг.1 схематично изображен предлагаемый импульсный детонационный реактивный двигатель. Он содержит систему подачи и поджига, выполненную в виде прозрачной диэлектрической трубки 1, заполненной инертным газом 2, на торцах которой установлены анод 3 и катод 4, подключенные с высоковольтному источнику напряжения 5 и высоковольтному конденсатором 6, а рабочее тело выполнено из светопоглощающегося материала 7 и сверхзвукового сопла 8. К особенностям такого двигателя можно отнести то, что, прозрачная диэлектрическая трубка 1 снабжена дополнительной прозрачной трубкой 9 с торцами 10 и патрубками 11, образующими замкнутый контур 12, заполненный светопрозрачной жидкостью содержащий насос 13 и охладитель 14. Родовое понятие «охладитель» включает в себя все особенности проточного теплообменника, работающего, например, на расплавлении аккумулирующего материала через который прокачивается через развитую поверхность (например спирали) охлаждаемая светопрозрачная жидкость или любой тип холодильной установки, не допускающий смешивание хладагаента холодильной установки и светопрозрачной жидкости.Figure 1 schematically shows the proposed pulse detonation jet engine. It contains a supply and ignition system made in the form of a transparent
Требования к светопрозрачной жидкости - световая стойкость и отсутствие продуктов разложения под действием мегаватных вспышек света. При использовании воды необходимо дистиллировать для избегания взрывных режимов вскипания на возможных микрочастицах.The requirements for a translucent liquid are light stability and the absence of decomposition products under the influence of megawatt flashes of light. When using water, it must be distilled to avoid explosive boiling modes on possible microparticles.
Работает предлагаемый импульсный детонационный двигатель следующим образом. При подключении анода 3 и катода 4 к импульсному источнику напряжения 5 и высоковольтному конденсатору 6 между анодом 3 и катодом 4 осуществляется электрический разряд с получением низкотемпературной плазмы с температурой до 30.000 К. Основная часть (до 70-80),энергии выделяется в виде световой энергии, которая проходит через диэлектрическую прозрачную трубку 1 и светопрозрачную жидкость и до дополнительную светопрозрачную трубку 9 выделяется на светопоглощающем материале усеченного конуса. Высокий коэффициент преобразования электрического разряда в световую энергию достигается за счет заполнения диэлектрической прозрачной трубки 1 инертным газом. Использование других газов нецелесообразно по многим причинам (сильная эрозия катода и анода, пониженные температуры на поверхности светопоглощающего материала). Благодаря своей форме выполненной в виде цилиндрического усеченного конуса температура в узком сечении этого конуса существенно выше, чем широкого сечения, что создает мощный гидродинамический импульс в направлении сверхзвукового сопла 8. Импульс создается за счет поверхностного испарения светопоглощающегося материала. Электрической разряд осуществляется в замкнутой герметичной светопрозрачной трубке 1, что позволяет добиваться воспроизводимого гидродинамического импульса в зависимости от энергии разряда.The proposed impulse detonation engine operates as follows. When
Техническим результатом можно признать получение сверхзвуковых скоростей на выходе из сопла и при наличии системы охлаждения существенно увеличить число импульсов без изменения формы прозрачной диэлектрической трубки 1.The technical result can be recognized as obtaining supersonic speeds at the exit from the nozzle and, in the presence of a cooling system, significantly increase the number of pulses without changing the shape of the transparent
В предложенном импульсном детонационном двигателе нет проблем запуска разряда, нет проблем с подачей рабочего тела, поскольку рабочее тело твердое и нет необходимости его перемещать. При освоении Луны в качестве рабочего тела можно использовать спеченный лунный реголит. Плотность излучения от предложенного импульсного источника света позволяет при небольших зазорах испарять даже вольфрам, который не совсем пригоден в качестве рабочего тела, поскольку температура испарения этого металла весьма значительнаIn the proposed impulse detonation engine, there are no problems of starting the discharge, there are no problems with the supply of the working fluid, since the working fluid is solid and there is no need to move it. When exploring the Moon, sintered lunar regolith can be used as a working fluid. The density of radiation from the proposed pulsed light source makes it possible, with small gaps, to evaporate even tungsten, which is not entirely suitable as a working medium, since the evaporation temperature of this metal is very significant
В качестве свеопоглощающего материала можно использоватьAs a light-absorbing material, you can use
Источники информации:Sources of information:
1. Патент RU №2007107310 - Импульсный электрический реактивный двигатель1. Patent RU No. 2007107310 - Pulse electric jet engine
2. Патент RU №2433293 - Импульсный ДЕТОНАЦИОННЫЙ реактивный двигатель.2. Patent RU No. 2433293 - Impulse detonation jet engine.
3. Прототип - Патент РФ №2644798 на импульсный детонационный двигатель.3. Prototype - RF Patent No. 2644798 for a pulse detonation engine.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018113690A RU2734708C2 (en) | 2018-04-16 | 2018-04-16 | Detonation jet engine with cooling system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018113690A RU2734708C2 (en) | 2018-04-16 | 2018-04-16 | Detonation jet engine with cooling system |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018113690A RU2018113690A (en) | 2019-10-16 |
| RU2018113690A3 RU2018113690A3 (en) | 2020-03-03 |
| RU2734708C2 true RU2734708C2 (en) | 2020-10-22 |
Family
ID=68279216
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018113690A RU2734708C2 (en) | 2018-04-16 | 2018-04-16 | Detonation jet engine with cooling system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2734708C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4608821A (en) * | 1984-07-31 | 1986-09-02 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Heat exchanger for electrothermal devices |
| CN101078507A (en) * | 2006-05-24 | 2007-11-28 | 曹嘉灿 | Light source illumination system |
| RU2487296C2 (en) * | 2011-04-19 | 2013-07-10 | Роман Дмитриевич Давыденко | Illumination device |
| RU2644798C1 (en) * | 2016-03-18 | 2018-02-14 | Владимир Дмитриевич Шкилев | Pulsed detonation rocket engine |
-
2018
- 2018-04-16 RU RU2018113690A patent/RU2734708C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4608821A (en) * | 1984-07-31 | 1986-09-02 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Heat exchanger for electrothermal devices |
| CN101078507A (en) * | 2006-05-24 | 2007-11-28 | 曹嘉灿 | Light source illumination system |
| RU2487296C2 (en) * | 2011-04-19 | 2013-07-10 | Роман Дмитриевич Давыденко | Illumination device |
| RU2644798C1 (en) * | 2016-03-18 | 2018-02-14 | Владимир Дмитриевич Шкилев | Pulsed detonation rocket engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018113690A3 (en) | 2020-03-03 |
| RU2018113690A (en) | 2019-10-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2644798C1 (en) | Pulsed detonation rocket engine | |
| US4821509A (en) | Pulsed electrothermal thruster | |
| US4715261A (en) | Cartridge containing plasma source for accelerating a projectile | |
| US4851722A (en) | Magnetohydrodynamic system and method | |
| Rezaeiha et al. | Review of worldwide activities in liquid-fed pulsed plasma thruster | |
| US9242747B1 (en) | Space thruster using robust microcavity discharge and advanced propellants | |
| Rezaeiha et al. | Analysis of effective parameters on ablative PPT performance | |
| US3173248A (en) | Ionization and plasma acceleration apparatus | |
| RU2734708C2 (en) | Detonation jet engine with cooling system | |
| WO2019241489A1 (en) | Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (fppt) | |
| Dunaevsky et al. | Plasma acceleration from radio-frequency discharge in dielectric capillary | |
| EP3807533B1 (en) | Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (fppt) | |
| JP4223989B2 (en) | Plasma gun | |
| RU2046210C1 (en) | Electric rocket engine | |
| US20220106944A1 (en) | Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (fppt) | |
| US11242844B2 (en) | Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (FPPT) | |
| Jordan | Electric propulsion: which one for my spacecraft | |
| US3863178A (en) | Apparatus for the production of laser radiation from a metal vapor | |
| Blanchet et al. | Plasma jet pack technology for Nano-Microsatellites | |
| US3270498A (en) | Controllable vaporizing gas accelerator | |
| RU2702773C1 (en) | Pinch erosion-bearing rocket engine | |
| RU2740739C2 (en) | Detonation jet engine | |
| Miyagi et al. | Characterization of a Liquid-propellant Pulsed Plasma Thruster Using Various Nozzle Configurations | |
| Kolbeck et al. | A vacuum arc thruster with ablatable anode | |
| Potabachniy et al. | 50-watt pulsed plasma thruster system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201001 |