РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СПИРЯКОВА Российский патент 1994 года по МПК F02K9/42 

Изобретение относится к механике и может быть использовано в отраслях промышленности занятых производством силовых установок для ракетно-космического комплекса, а также для ракет военного назначения.

Известны ракетные двигатели, состоящие из камеры сгорания, сопла, заряда твердого или жидкого топлива, системы подачи топлива в камеру сгорания. Разработаны конструкции, которые используют в качестве рабочего тела ионы или электроны. Ракетные двигатели используются для обеспечения движения ракетных комплексов. Известен также ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с узлами подвода компонентов топлива, сопло и расположенную в камере сгорания турбину, установленную на валу привода вращения. Известный ракетный двигатель имеет ряд существенных недостатков: низкий КПД в связи с тем, что почти 100% энергии топлива в виде кинетической энергии продуктов горения выбрасывается по вне КПД существующего ракетного комплекса порядка 0,08% (как тепловой машины для перемещения в пространстве аппарата). Удельный импульс и тяга РД также не велики. У лучшего РД на жидком кислороде и водороде импульс равен порядку 400 кг/с. Это предопределяет большой расход рабочего килограмма вещества для создания необходимой тяги. Время работы РД в связи с этим незначительно.

С целью повышения эффективности двигателя он снабжен термоэмиссионным генератором электрического тока, выполненным в виде установленного на диэлектрических стойках вокруг камеры в зоне критического сечения сопла, кондуктора, подключенного к клеммам привода турбины, и катодов, выполненных в виде тепловых труб, один конец которых частично входит в сопло, а другой помещен в полость кондуктора и покрыт слоем щелочного металла.

Повышение КПД в предложенной конструкции РД достигается за счет того, что часть тепловой энергии рабочего тела при выходе его во вне отбирается посредством термоэмиссионного генератора электрического тока и в виде электрической энергии, преобразованной в механическую электродвигателем посредством турбины возвращается рабочему телу в камере сгорания РД. При этом возрастает скорость движения рабочего тела перед входом в критическое сечение сопла. Это приводит к росту скорости выброса рабочего тела и росту тяги РД. На дополнительное ускорение рабочего тела расходуется часть тепловой энергии выбрасываемого рабочего тела. Следовательно, растет и КПД использования топлива. Далее в камере сгорания посредством сгорания топлива создается высокое давление (порядка сотен атмосферы). При этом плотность сжатого газа почти приближается к плотности жидкости. В этих условиях положительным будет использование лопастного двигателя, например, в виде турбины для дополнительного ускорения потока газов в камере сгорания. Это, во-первых, разгружает боковую поверхность камеры сгорания от излишнего давления, повышает скорость движения рабочего тела в направлении критического сечения сопла, а также согласно третьему закону Ньютона создает на лопастном движителе обратную реакцию, т. е. лопастный движитель будет создавать дополнительную тягу, которая суммируется с основной и ускоряет полет ракеты. Поэтому общая тяга у предложенной конструкции РД повышается за счет увеличения скорости выброса рабочего тела, а также за счет совместной работы реактивного и лопастного движетелей. С ростом тяги растет и мощность РД. Поскольку достигаются мощность КПД, надежность без значительного увеличения массогабаритных показателей, то естественно растет экономичность РД.

На чертеже изображен ракетный двигатель на жидком топливе (разрез, вдоль осевой линии).

Ракетный двигатель состоит из камеры 1 сгорания, оборудованной системой охлаждения, например, за счет испарения топлива. В камере 1 примыкает сопло 2, также оборудованное системой охлаждения. Камера 1 снабжена трубопроводами подачи горючего 3 и окислителя 4, которые образуют узлы подвода компонентов топлива. Напротив критического сечения сопла внутри камеры 1 установлена турбина 5, выполняющая роль лопастного движителя. С целью обеспечения работы турбины 5 в условиях высокой температуры она снабжена системой охлаждения, например, посредством каналов по которым циркулирует горючее. Турбина 5 может состоять на нескольких лопастных колес. Диаметр турбины 5 меньше большого диаметра сечения камеры 1. Это необходимо для того, чтобы с одной стороны обеспечить ускорение рабочего тела внутри камеры сгорания, с другой избежать торможения естественного движения рабочего тела внутри камеры 1. Поскольку в камере сгорания в основном отсутствуют высокие скорости движения рабочего тела, то турбина 5 работает в относительно спокойной среде, плотность которой приближается к единице за счет высокого давления в камере сгорания. Это обусловливает эффективное взаимодействие турбины 5 с окружающей ее средой в камере 1. Турбина 5 жестко закреплена на валу 6 электродвигателя 8, установленного вне камеры сгорания. С целью обеспечения нормальных температурных условий для работы вала он помещен в защитную трубу 7, выполненную из хорошего теплозащитного материала. Возможно снабжение защитной трубы 7 системой охлаждения. Защитная труба 7 закреплена на крышке камеры сгорания. Электродвигатель 8 - коллекторный, низковольтный с большим крутящим моментом на валу. Возможно использование униполярного электродвигателя. Электропитание электродвигателя 8 осуществляется от термоэмиссионного генератора постоянного тока, состоящего из тороидального кондуктора 9, закрепленного на диэлектрических стойках 10 вокруг камеры сгорания в зоне критического сечения сопла, тепловых труб 11, выполняющих роль катодов, частично заполненных теплоносителем. Один конец тепловых труб 11 помещен частично в полость камеры сгорания в районе сопла, а другой - в полость кондуктора 9 и покрыт слоем щелочного металла. Посредством тепловых труб 11 часть тепловой энергии отбирается от выходящих во вне отработанных горячих продуктов горения топлива и преобразуется посредством нагретых катодов в электрический ток, который по проводам и клеммам поступает к электродвигателю 8, приводя его во вращение.

Устройство работает следующим образом.

При подаче топлива 3 и окислителя 4 в камеру сгорания образуются продукты сгорания, которые расширяются, повышая давление в камере сгорания и температуру. Продукты сгорания поступают в сопло и, увеличивая скорость движения, вытекают во вне, создавая реактивную тягу. Одновременно продукты сгорания нагревают горячий конец тепловых труб 11, происходит испарение находящегося в них теплоносителя. Это приводит к передаче большого по мощности теплового потока к холодному концу тепловых труб 11, с которого интенсивно происходит испарение электронов. Электроны достигают поверхности кондуктора 9 и перемещаются на внешнюю его поверхность, заражая ее отрицательно. Одновременно на тепловой трубке 11 концентрируется положительный заряд. Но поскольку внешняя цепь термоэмиссионного генератора тока замкнута на электродвигатель 8, то электрический ток вызывает вращение его ротора и вала 6, на котором закреплена турбина 5. Вращение турбины 5 вокруг оси вызывает взаимодействие с продуктами сгорания и перемещение их посредством лопаток в область критического сечения сопла. При этом турбина 5 через вал 6 и электродвигатель 8 передает импульс корпусу РД в направлении действия реактивной тяги от выброса через сопла продуктов сгорания. Обе силы суммируются. Вместе с тем возрастает и скорость истечения продуктов сгорания из сопла за счет торможения перемещенного газового потока турбиной 5 у среза сопла и роста в связи с этим давления в этой области, от величины которого зависит и скорость истечения продуктов сгорания. Таким образом возрастает и реактивная тяга РД. Предложенная конструкция РД находит применение не только на ракетах, но и самолетах, где можно также использовать часть энергии выбрасываемых во вне гарячих газов. Положительным ожидается также применение устройства для повышения эффективности газодинамических электростанций. ДВС и пр. , где есть выброс во вне высокотемпературных продуктов сгорания топлива. (56) Шевяков А. А. , Калнин В. М. , Мартьянова Т. С. "Системы управления двигателей и энергетических установок", М. : Машиностроение, 1985, с. 126, 127.

Реферативный журнал "Авиационные и ракетные двигатели", 1968, реферат N 4.34.160.

Изобретение может быть использовано для реактивных двигателей летательных аппаратов. Цель изобретения - повышение эффективности двигателя путем использования в качестве источника питания турбины 5 термоэмиссионного генератора электрического тока, кондуктор 9 которого установлен на диэлектрических стойках 10 вокруг камеры в зоне критического сечения сопла. Катоды 11 выполнены в виде тепловых труб, один конец которых пропущен в сопло двигателя, а другой - в полость кондуктора и покрыт слоем щелочного металла. 1 ил.

Ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с узлами подвода компонентов топлива, сопло и расположенную в камере сгорания турбину, установленную на валу привода вращения, отличающийся тем, что, с целью повышения эффективности двигателя, он снабжен термоэмиссионным генератором электрического тока, выполненным в виде установленного на диэлектрических стойках вокруг камеры в зоне критического сечения сопло кондуктора, подключенного к клеммам привода турбины, и катодов, выполненных в виде тепловых труб, один конец которых частично входит в сопло, а другой - помещен в полость кондуктора и покрыт слоем щелочного металла.