RU2788063C1 - Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном продуктов сгорания - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном продуктов сгорания Download PDFInfo
- Publication number
- RU2788063C1 RU2788063C1 RU2022118557A RU2022118557A RU2788063C1 RU 2788063 C1 RU2788063 C1 RU 2788063C1 RU 2022118557 A RU2022118557 A RU 2022118557A RU 2022118557 A RU2022118557 A RU 2022118557A RU 2788063 C1 RU2788063 C1 RU 2788063C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- nozzle
- rocket engine
- electrical energy
- annular
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 47
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 title claims description 9
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title abstract description 6
- 238000002156 mixing Methods 0.000 claims abstract description 19
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 7
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 7
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 4
- 238000002679 ablation Methods 0.000 claims 1
- 239000003989 dielectric material Substances 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 12
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 6
- 210000002381 Plasma Anatomy 0.000 description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 4
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 3
- 230000002093 peripheral Effects 0.000 description 3
- WFPZPJSADLPSON-UHFFFAOYSA-N Dinitrogen tetroxide Chemical compound [O-][N+](=O)[N+]([O-])=O WFPZPJSADLPSON-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000005355 Hall effect Effects 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- RHUYHJGZWVXEHW-UHFFFAOYSA-N 1,1-dimethyhydrazine Chemical compound CN(C)N RHUYHJGZWVXEHW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 210000004279 Orbit Anatomy 0.000 description 1
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 description 1
- 238000010292 electrical insulation Methods 0.000 description 1
- 230000005672 electromagnetic field Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive Effects 0.000 description 1
- 238000011068 load Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения Жидкостный ракетный двигатель содержит конструктивно связанные кольцевую камеру сгорания, смесительную головку и штыревое сопло. В двигатель введены внешняя и внутренняя электрические обмотки, размещенные в корпусе камеры сгорания и подключенные к дополнительному источнику электрической энергии. Корпус кольцевой камеры сгорания выполнен из магнитопроводящего материала. Смесительная головка соединена тоководом с положительным полюсом основного источника электрической энергии и электроизолирована от корпуса камеры сгорания. Центральное тело выполнено из диэлектрического материала, а в основание центрального тела установлен кольцевой катод-компенсатор, соединенный тоководом с отрицательным полюсом основного источника электрической энергии. При реализации изобретения обеспечивается повышение удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в качестве маршевого или управляющего ракетных двигателей космических аппаратов и средств доставки, в том числе в качестве ракетных двигателей многократного включения.
Известен плазменно-реактивный двигатель, содержащий соосно соединенные вихревую камеру воспламенения и сжигания топлива, магнитный ускоритель плазмы и газодинамическое сопло (Патент RU 2 099 572 С1, 20.12.1997 г.). Двигатель позволяет повысить величину удельного импульса тяги за счет принудительной ионизации продуктов сгорания коронирующими электродами и последующего магнитного ускорения плазмы. Однако вихревой характер истечения рабочего тела приводит к повышенным потерям на трение и на азимутальное и радиальное рассеяние скорости на выходе из сопла. Кроме того, работа двигателя в космическом пространстве (пустоте) невозможна.
Известен жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела, содержащий камеру двигателя, состоящую из кольцевой камеры сгорания, смесительной головки и тарельчатого сопла (Патент RU 2 303 156 С1, 20.07.2007 г.). Внутренняя часть тарельчатого сопла и выходной участок его внешней части выполнены из токопроводящего материала, соединены с камерой двигателя через проставки из диэлектрического материала и связаны через тоководы с разноименными полюсами источника электрической энергии. Дополнительный разгон рабочего тела в рассматриваемом двигателе осуществляется за счет действия электромагнитных сил на ионизированные продукты сгорания. Недостатком является то, что электрический ток в продуктах сгорания протекает преимущественно в осевом направлении, а осевая составляющая тока не вносит вклад в создание тяги. Кроме того, электродуговой разряд приводит к местному перегреву и эрозии элементов конструкции.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является жидкостный ракетный двигатель Л-Т компании «Rocketdyne», содержащий кольцевую камеру сгорания, смесительную головку и штыревое сопло (Афанасьев Р.В., Кравченко А.В. Клиновоздушные ракетные двигатели - перспективная технология для одноступенчатой системы выведения груза на орбиту // Актуальные проблемы авиации и космонавтики. 2020. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/klinovozdushnye-raketnye-dvigateli-perspektivnaya-tehnologiya-dlya-odnostupenchatoy-sistemy-vyvedeniya-gruza-na-orbitu (дата обращения: 15.03.2022). Преимуществом прототипа перед жидкостными ракетными двигателями классической конструкции является высокая эффективность работы штыревого сопла, которое обладает свойством саморегулирования и обеспечивает расчетный режим работы на любых высотах. Недостатком прототипа является неиспользование энергии, затрачиваемой на ионизацию продуктов сгорания, в качестве полезной составляющей кинетической энергии истекающего рабочего тела.
Задачей изобретения является повышение удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя посредством дополнительного разгона ионизированных продуктов сгорания в электромагнитном поле.
Технический результат достигается за счет того, что в жидкостный ракетный двигатель, содержащий конструктивно связанные кольцевую камеру сгорания, смесительную головку и штыревое сопло, введены внешняя и внутренняя электрические обмотки, размещенные в корпусе камеры сгорания и подключенные к дополнительному источнику электрической энергии, корпус кольцевой камеры сгорания выполнен из магнитопроводящего материала, смесительная головка соединена тоководом с положительным полюсом основного источника электрической энергии и электроизолирована от корпуса камеры сгорания, центральное тело выполнено из диэлектрического материала, а в основание центрального тела установлен кольцевой катод-компенсатор, соединенный тоководом с отрицательным полюсом основного источника электрической энергии.
Заявляемое изобретение иллюстрировано чертежами:
- фиг. 1 - Конструктивный чертеж двигателя;
- фиг. 2 - Конструктивный чертеж смесительной головки;
- фиг. 3 - Конструктивный чертеж двигателя с сопловым насадком;
- фиг. 4 - Конструктивная схема работы двигателя.
На фиг. 1-4 использованы следующие обозначения: 1 - магнитопроводящий корпус камеры сгорания; 2 - внутренняя обмотка 3 - кольцевая камера сгорания; 4 - кольцевой катод-компенсатор; 5 - смесительная головка; 6 - токовод; 7 - основной источник электрической энергии; 8 - внутренняя полость; 9 - внешняя обмотка; 10 - термостойкое покрытие; 11 - коммутационное устройство (КУ); 12 - токовод; 13 - центральное тело; 14 - корпус смесительной головки; 15 - днище; 16 - полость горючего; 17 - форсунка-анод; 18 - полость окислителя; 19 - патрубок окислителя; 20 - патрубок горючего; 21 - диэлектрическая проставка; 22 - периферическая форсунка; 23 - сопловой насадок; 24 - продукты сгорания; 25 - траектория движения электронов; 26 - ионизированные продукты сгорания; е - электрон; Е - осевое электрическое поле; Hr - радиальное магнитное поле.
Двигатель (см. фиг. 1) содержит кольцевую камеру сгорания 3, смесительную головку 5 и штыревое сопло. Внутренний участок контура штыревого сопла образован центральным телом 13, которое жестко соединено с кольцевой камерой сгорания 3. Камера сгорания 3 образована магнитопроводящим корпусом 1 с нанесенным на внутренние поверхности термостойким покрытием 10. В пазах магнитопроводящего корпуса 1 размещены внешняя 9 и внутренняя 2 обмотки. Профилированное центральное тело 13 выполнено из диэлектрического композиционного материала с нанесенным на его наружную поверхность абляционным покрытием. В центральное тело 13, вблизи его основания, с внутренней стороны относительно потока продуктов сгорания 24, вмонтирован кольцевой катод-компенсатор 4, соединенный тоководом 12 с отрицательным полюсом источника питания 7. В электрической цепи имеется коммутационное устройство 11 с элементами системы управления электрическим током. Полое центральное тело 13 и корпус 1 образуют внутреннюю полость 8, в которой размещаются элементы систем подачи топлива, электроснабжения и управления тягой (на фиг. 1-4 не показаны).
Смесительная головка 5 (см фиг. 2) состоит из корпуса 14, днища 15 и форсунок 17. Днище 15 делит внутреннюю полость смесительной головки 5 на полость горючего 16 и полость окислителя 18. Для подачи компонентов топлива к смесительной головке 5 приварены, по крайней мере, один патрубок горючего 20 и, по крайней мере, один патрубок окислителя 19. Смесительная головка 5 соединена тоководом 6 с положительным полюсом источника электрической энергии 7, таким образом, форсунки 17 находятся под напряжением и являются анодом. В корпусе 1 камеры сгорания выполнены отверстия для установки форсунок 17, а также выполнены периферические форсунки 22 для обеспечения внутреннего охлаждения стенок камеры сгорания 3. Смесительная головка 5 крепится к корпусу 1 камеры сгорания через герметизирующую диэлектрическую проставку 21 посредством резьбового соединения (на фиг. 1-4 не показано). Проставка 21 обеспечивает электроизоляцию магнитопроводящего корпуса 1 от смесительной головки 5, находящейся под напряжением. В местах контакта корпуса 1 и форсунок 17 на их наружную поверхность нанесено изолирующее покрытие.
На фиг. 3 изображен двигатель с сопловым насадком 23, на котором размещен кольцевой катод-компенсатор 4. Таким образом, катод-компенсатор 4 расположен с внешней стороны потока продуктов сгорания 24. Насадок 23 выполнен из композиционного материала с абляционным покрытием внутренней поверхности. Центральное тело 13 и сопловой насадок 23 образуют сопло с частичным внутренним расширением.
Заявляемый двигатель работает следующим образом (см. фиг. 4). Система подачи топлива обеспечивает заполнение полостей 16 и 18 горючим и окислителем соответственно. Двигатель работает на жидких самовоспламеняющихся компонентах топлива, например, на несимметричном диметилгидразине в качестве горючего и тетраоксиде диазота в качестве окислителя. Форсунки 17 обеспечивают распыл и смешивание компонентов топлива в камере сгорания 3. В результате химической реакции образуются высокотемпературные частично ионизированные продукты сгорания 26. Газодинамический разгон продуктов сгорания 24 достигается при их сверхзвуковом расширении в штыревом сопле, которое обладает свойством саморегулирования и обеспечивает расчетный режим работы на любых высотах. Периферические форсунки 22 обеспечивают создание пристеночного слоя топлива для охлаждения стенок камеры сгорания 3.
Устройство дополнительного электромагнитного разгона продуктов сгорания реализовано на основе использования эффекта Холла. При включении устройства между форсунками-анодами 17 и катодом-компенсатором 4, которые запитаны от основного источника электрической энергии 7, возникает разность потенциалов. Продукты сгорания 24 представляют собой низкотемпературную плазму, обладающую электропроводностью. Под действием осевого электрического поля Е в проводящей среде продуктов сгорания 24 возникает электрический ток между катодом 4 и анодом 17. При этом электроны е, испускаемые катодом 4, движутся навстречу истекающим продуктам сгорания 24 и ионизируют их, повышая таким образом степень ионизации и плотность электрического тока. Магнитные катушки 2 и 9, запитанные от дополнительного источника электрической энергии (на фиг. 1-4 не показан), создают в кольцевом зазоре камеры сгорания 3 радиальное магнитное поле Hr. Электроны е под воздействием радиального магнитного поля Hr приобретают азимутальную составляющую вектора скорости, формируя азимутальную составляющую тока. При этом траектория движения 25 электронов е приобретает форму спирали, частота соударений с молекулами продуктов сгорания 24 увеличивается, и степень ионизации плазмы повышается. Ионизированным продуктам сгорания 26 сообщается дополнительное ускорение электрическим полем Е. Охлаждение камеры сгорания 3 - внутреннее и емкостное, охлаждение центрального тела 13 и соплового насадка 23 - абляционное, во время работы двигателя, и за счет теплообмена излучением - после останова.
Двигатель может работать как в импульсном, так и в непрерывном режиме. В необходимых случаях двигатель может работать с выключенным устройством дополнительного электромагнитного разгона, в этом случае тяга будет создаваться исключительно газодинамическим расширением продуктов сгорания. Изобретение относится к ракетным двигателям многократного включения благодаря применению самовоспламеняющихся компонентов топлива.
Технический результат заключается в повышении удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя благодаря применению устройства дополнительного электромагнитного разгона продуктов сгорания, основанного на использовании эффекта Холла.
Claims (2)
1. Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном продуктов сгорания, содержащий конструктивно связанные кольцевую камеру сгорания, смесительную головку и штыревое сопло, отличающийся тем, что в него введены внешняя и внутренняя электрические обмотки, размещенные в корпусе камеры сгорания и подключенные к дополнительному источнику электрической энергии, и сопловой насадок, при этом корпус кольцевой камеры сгорания выполнен из магнитопроводящего материала, смесительная головка соединена тоководом с положительным полюсом основного источника электрической энергии и электроизолирована от корпуса камеры сгорания, центральное тело выполнено из диэлектрического композиционного материала с нанесенным на его наружную поверхность абляционным покрытием, а в основание центрального тела установлен кольцевой катод-компенсатор, соединенный тоководом с отрицательным полюсом основного источника электрической энергии.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в него введен сопловой насадок, выполненный из композиционного материала с абляционным покрытием внутренней поверхности, на котором установлен катод-компенсатор с внешней стороны относительно потока продуктов сгорания.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2788063C1 true RU2788063C1 (ru) | 2023-01-16 |
Family
ID=
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2099572C1 (ru) * | 1995-01-16 | 1997-12-20 | Козлов Николай Степанович | Плазменно-реактивный двигатель |
| US20050166574A1 (en) * | 1999-01-27 | 2005-08-04 | Agence Spatiale Europeenne | Propulsion device, in particular for a rocket |
| RU2303156C1 (ru) * | 2006-05-29 | 2007-07-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского | Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела |
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2099572C1 (ru) * | 1995-01-16 | 1997-12-20 | Козлов Николай Степанович | Плазменно-реактивный двигатель |
| US20050166574A1 (en) * | 1999-01-27 | 2005-08-04 | Agence Spatiale Europeenne | Propulsion device, in particular for a rocket |
| RU2303156C1 (ru) * | 2006-05-29 | 2007-07-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского | Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Афанасьев Р.В., Кравченко А.В. Клиновоздушные ракетные двигатели - перспективная технология для одноступенчатой системы выведения груза на орбиту, 2020. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2610162C2 (ru) | Плазменный двигатель и способ генерирования движущей плазменной тяги | |
| US4577461A (en) | Spacecraft optimized arc rocket | |
| US4548033A (en) | Spacecraft optimized arc rocket | |
| CN110439770B (zh) | 深度集成空心阴极的阳极层霍尔推力器 | |
| CN107091210B (zh) | 一种基于毛细管放电的脉冲等离子体推力器 | |
| CN110500250B (zh) | 一种螺旋波电磁加速等离子体源 | |
| US5924278A (en) | Pulsed plasma thruster having an electrically insulating nozzle and utilizing propellant bars | |
| CN210106081U (zh) | 固体烧蚀型磁等离子体推力器 | |
| RU2788063C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном продуктов сгорания | |
| US3388291A (en) | Annular magnetic hall current accelerator | |
| CN110131120B (zh) | 固体烧蚀型磁等离子体推力器 | |
| CN111456921B (zh) | 一种基于微波增强的胶体推力器 | |
| US20230403780A1 (en) | Plasma Engine using Ion Extraction | |
| US20220412329A1 (en) | Ion jet engine system and associated method(s) | |
| US20220106944A1 (en) | Fiber-fed advanced pulsed plasma thruster (fppt) | |
| Raitses et al. | A study of cylindrical Hall thruster for low power space applications | |
| RU2374481C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела | |
| RU2682962C1 (ru) | Ионный ракетный двигатель космического аппарата | |
| JP2500374B2 (ja) | 連続多段加速式同軸ガン | |
| JPH06196298A (ja) | プラズマ電磁加速器 | |
| RU2225533C2 (ru) | Электрический ракетный двигатель | |
| RU2303156C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела | |
| CN115789701B (zh) | 放电等离子体增强掺混喷嘴 | |
| CN115681052B (zh) | 霍尔推力器、具有其的设备及其使用方法 | |
| CN115898802B (zh) | 霍尔推力器、包括其的空间设备及其使用方法 |