ИМПУЛЬСНЫЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2012 года по МПК F02K7/02 F02K9/50 

Описание патента на изобретение RU2442008C1

Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному детонационному ракетному двигателю.

Известны импульсные реактивные двигатели для создания управляющих моментов небольшой длительности (Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. / Н.М.Беляев, Н.П.Белик, Е.И.Уваров. - М., Машиностроение, 1979 - 232 с.). Эти устройства (Фиг.1) включают камеру сгорания в виде детонационной трубы, импульсное воспламенительное устройство топливной смеси, размещенное в камере сгорания, газодинамическое осесимметричное тяговое сопло для создания направленного импульса тяги, расположенное на выходе камеры сгорания.

Известно что увеличение эффективности рабочего процесса в указанных двигателях может быть достигнуто путем перехода от дефлаграционного режима горения к детонационному режиму, когда тепловые процессы в камере сгорания проистекают взрывным образом.

При этом энергия, выделяющаяся при детонационном горении, будет больше, чем при дефлаграционном горении за счет более высокой температуры образующихся продуктов сгорания по сравнению с обычным дефлаграционным горением. (См., например, Фролов С.М. Перспективы использования детонационного сжигания топлива в энергетике и на транспорте. // Тяжелое машиностроение. - 2003. №9 - С.18.)

Тяга в импульсных детонационных двигателях (см. Фиг.1) создается в результате воздействия продуктов сгорания на торцевую стенку высоким давлением за детонационной волной, которая может опосредованно инициироваться объемным микровзрывом в камере сгорания, заполненной горючей смесью.

Известны пульсирующие детонационные двигатели двух типов: воздушно-реактивные с потреблением атмосферного кислорода (импульсные детонационные воздушно-реактивные двигатели) и ракетные (импульсные детонационные ракетные двигатели). Режим работы микродвигателей в системе стабилизации и ориентации характеризуется временем одиночного импульса создания тяги и частотой следования импульсов включения двигателя, которая может составлять от одного импульса в секунду до одного импульса за несколько минут или часов. Для эффективной работы импульсного детонационного ракетного двигателя необходимо обеспечить высокую частоту повторения инициирования детонационной волны (порядка 100-200 Гц). При использовании импульсного детонационного ракетного двигателя в системе ориентации система управления должна обеспечивать условия периодического, кратковременного запирания тракта двигателя от внешней среды в момент наполнения свежей горючей смесью камеры сгорания после прохождения детонационной волны.

Известен импульсный детонационный двигатель (Патент США №6,505,462 опубл. 2003 г.) с роторным клапаном, расположенным в детонационной трубе между компрессором и камерой сгорания. В качестве источника воспламенения в камере сгорания используется свеча зажигания. Клапан имеет вращаемый сердечник, который полностью перекрывает сечение детонационной трубы.

Поступление топлива в камеру сгорания осуществляется по отдельным каналам в сердечнике клапана. При вращении сердечника клапана относительно оси трубы и совпадении каналов сердечника с дренажными отверстиями в торцевой стенке камеры топливная смесь периодически, порционно поступает в камеру сгорания через дренажные отверстия в виде отдельных не перемешанных между собой струй топливной смеси по всему сечению детонационной трубы, что создает неравномерность распределения топливной смеси по объему камеры сгорания, препятствует эффективной детонации и уменьшает тяговый импульс двигателя.

Кроме того, данный известный детонационный двигатель является импульсным детонационным воздушно-реактивным двигателем с потреблением атмосферного кислорода. Наиболее близким техническим решением является импульсный детонационный ракетный двигатель (Патент РФ №2026502, опубл. 09.01.1995 г.), содержащий камеру сгорания, в которую порционно с помощью пневмоклапанов и рычагов возвратно-поступательного движения подают компоненты топливной смеси, а выхлопной канал на выходе камеры в момент ее заполнения топливом и поджига от свечи зажигания герметично перекрывают гибкой лентой с помощью поперечной прижимной планки к выхлопному каналу камеры сгорания при обеспечении герметичного поступательного перемещения ленты по прижимной планке с помощью барабанов и пружин различной жесткости.

Недостатком данного устройства является использование в процессе работы двигателя расходного материала в виде гибкой ленты, перемещаемой по прижимной планке. В результате работы двигателя в детонационном режиме лента разрушается и требует периодической замены в процессе эксплуатации, что приводит к общей неравномерности работы двигателя и ухудшает экономические и эксплуатационные характеристики всей реактивной системы ориентации и управления в целом. Кроме того, применение в системах управления рабочим процессом двигателя механизмов, основанных на возвратно-поступательном движении рычагов и штоков, сопровождается повышенной вибрацией всей конструкции двигателя, что вызывает в свою очередь преждевременную изнашиваемость отдельных узлов и нестабильность работы детонационного двигателя в целом. Работа импульсных клапанов вызывает повышенный уровень вибраций, особенно в основных газопроводных магистралях с наибольшим проходным сечением.

В основу изобретения положена задача повышения эксплуатационных характеристик импульсного детонационного ракетного двигателя.

Техническим результатом является повышение стабильности работы и расширение диапазона рабочих режимов работы двигателя.

Другим техническим результатом является уменьшение вибрационных нагрузок и повышение стабильности работы импульсного детонационного ракетного двигателя за счет минимизации количества импульсных клапанов.

Поставленная задача решается тем, что импульсный детонационный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода горючей смеси, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией горючей смеси, согласно изобретению дополнительно содержит тяговое осесимметричное сопло, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации, и устройство запирания в виде роторного клапана, причем клапан расположен в критическом сечении сопла и выполнен в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси, а в направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела, причем ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости, и 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.

Лазерная система импульсного зажигания должна содержать лазер, связанный с линзой, установленной в стенке камеры сгорания, и блок импульсного включения лазера, вход которого связан с командным датчиком, а выход соединен с лазером.

Привод цилиндрического тела роторного клапана может быть выполнен в виде ременной или червячной передачи.

Целесообразно чтобы импульсный детонационный ракетный двигатель был бы снабжен емкостью с предварительно перемешанной рабочей смесью детонационного топлива, выход которой через обратный клапан был соединен трубопроводом с входом в камеру сгорания.

Суть изобретения основана на организации циклической или периодической детонации смесей горючего с окислителем. Известно, - Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. Из-во «Наука» М., 1976, 888 с.-, что направленный импульс тяги эффективно можно реализовать с помощью струи, истекающей через сопловое устройство типа сопла Лаваля, которое содержит дозвуковую часть, представляющую сужающийся канал в направлении течения, и сверхзвуковую часть - быстро расширяющийся канал, например, конической формы, от некоторого минимального сечения, которое называется критическим сечением.

Сопло со стороны дозвуковой части имеет неподвижную глухую заднюю стенку, взаимодействие с которой струи сопла создает тягу и соответствующий импульс. Задняя стенка является одновременно элементом конструкции камеры сгорания двигателя.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и фиг.1 и фиг.2, где представлена принципиальная схема импульсного детонационного ракетного двигателя, согласно изобретению, с роторным клапаном в открытом положении (фиг.1) и дополнительно показан тот же роторный клапан в закрытом положении (фиг.2).

Импульсный детонационный ракетный двигатель, согласно изобретению, содержит емкость 17 с предварительно перемешанной рабочей горючей смесью топлива, камеру сгорания 2 с задней стенкой 1, соединенную трубопроводом 19 с емкостью 17 через обратный клапан 18 одностороннего движения топливной смеси в камеру сгорания 2. Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит также тяговое осесимметричное сопло 12, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля 12 (сужающийся 10 и быстро расширяющийся канал 11 в направлении истечения продуктов детонации) и устройство запирания в виде роторного клапана 9, причем клапан расположен в критическом сечении сопла 12 и выполнен с возможностью переключения расхода продуктов детонации через тяговое сопло. Для переключения роторный клапан 9 снабжен шкивом 13.

Кроме того, импульсный детонационный ракетный двигатель, согласно изобретению, содержит лазерную систему зажигания топливной смеси с лазерной искрой 3, возбуждаемой в камере сгорания 2. Применение лазерной искры позволяет наиболее эффективно возбуждать детонацию в камере двигателя за счет более высокой мощности излучения в лазерной искре по сравнению с действием традиционной свечи зажигания. Искровая лазерная система зажигания включает лазер, в частности твердотельный импульсно-периодический лазер Nd-Yag, например, компании Quantronics. Детонация горючей смеси в компактной камере сгорания может быть осуществима в метановоздушных горючих смесях с помощью современной лазерной техники, проверенной экспериментально (см., например, Тrаn X.PHUOC and FREDRICK P.WHITE. Laser-Induced Spark Ignition of CH4/Air Mixtures. // Combustion and Flame. November 1999, volume 119, Number 3). Лазер 5 связан с фокусирующей линзой 6, размещенной в боковой стенке камеры сгорания 2, блок 4 импульсного включения лазера соединен с лазером 5, командный датчик 19 соединен с электродвигателем 14 и с блоком 4 для включения лазера синхронно с угловым положением привода роторного клапана 9 при его вращении шаговым электродвигателем 14. Роторный клапан выполнен в виде цилиндрического тела 9 с осью вращения 16, проходящей через критическое сечение тягового сопла 12 и перпендикулярно его оси 20, при этом в направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал 21, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела, причем ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости. Привод вращения цилиндрического тела 9 связан с командным датчиком 15 углового поворота роторного переключателя и синхронизован со временем включения импульсного лазера 5 блоком 4.

На фиг.1 сквозной канал 21 совпадает с контуром тягового сопла и сопло открыто; в положении фиг.2 тяговое сопло закрыто.

Импульсный детонационный ракетный двигатель согласно изобретению работает следующим образом. Рассмотрим в начале принцип работы двигателя в режиме одиночных импульсов. После прохождения детонационной волны и выброса продуктов сгорания через тяговое сопло создается единичный импульс тяги. После выброса продуктов сгорания роторный переключатель 9 приводится в закрытое положение, тяговое сопло запирается. Так как после прохождения детонационной волны сжатия следует волна разрежения, в камере сгорания создается разрежение, и свежая порция топливной смеси из емкости 17 по трубопроводу 19 через клапан 18 поступает в камеру сгорания 2, заполняя ее. Далее следует импульс включения лазера, возникает лазерная искра, которая инициирует детонационное сжигание очередной порции топливной смеси в камере сгорания. С помощью командного датчика 15 открывается роторный переключатель. Возникающая детонационная волна выбрасывает продукты горения, через тяговое сопло, создавая второй единичный импульс. Далее процесс может возобновляться периодически в автоматическом режиме с периодом, равным времени между положениями роторного переключателя «открыто» - «закрыто».

Предлагаемое устройство позволяет переходить в многочастотный режим, когда частота следования одиночных импульсов может быть сделана довольно большой и определяться в основном скоростью заполнения камеры сгорания и частотой работы импульсного лазера. В этом случае роторное устройство необходимо установить в положение «открыто», а работу лазера перевести в режим непрерывной импульсной модуляции с частотой следования импульсов порядка 100-200 Гц. При этом алгоритм детонационного процесса, как нетрудно понять, остается аналогичным описанному выше.

Изобретение может быть использовано при конструировании реактивных систем летательных аппаратов, включая космические.

Похожие патенты RU2442008C1

название год авторы номер документа
ИМПУЛЬСНЫЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2017
  • Трифанов Иван Васильевич
  • Казьмин Богдан Николаевич
  • Оборина Людмила Ивановна
  • Трифанов Владимир Иванович
RU2649494C1
Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель 2018
  • Суворов Степан Валентинович
RU2692171C1
Импульсная камера сгорания для космического двигателя 2020
  • Сафарбаков Андрей Мирсасимович
  • Пахомов Сергей Васильевич
RU2750245C1
СПОСОБ СОЗДАНИЯ ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНОЙ ТЯГИ 2016
  • Трифанов Иван Васильевич
  • Казьмин Богдан Николаевич
  • Трифанов Владимир Иванович
  • Оборина Людмила Ивановна
RU2633075C1
СИСТЕМА И СПОСОБ ЗАЖИГАНИЯ ГАЗОВОЙ ИЛИ ДИСПЕРСНОЙ ТОПЛИВНО-ОКИСЛИТЕЛЬНОЙ СМЕСИ 2007
  • Фуллертон Ларри В.
RU2442075C2
СПОСОБ РАБОТЫ ИМПУЛЬСНО-ДЕТОНАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕ ЦЕНТРОБЕЖНЫХ СИЛ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ В РЕАКТИВНОМ ВЕРТОЛЁТЕ 2018
  • Фролов Сергей Михайлович
  • Лазарев Геннадий Григорьевич
  • Набатников Сергей Александрович
  • Шамшин Игорь Олегович
  • Авдеев Константин Алексеевич
  • Аксёнов Виктор Серафимович
  • Иванов Владислав Сергеевич
RU2718726C1
Способ сжигания углеводородного топлива и устройство для его реализации 2017
  • Трифанов Иван Васильевич
RU2675732C2
Роторный детонационный газотурбинный двигатель и способ детонационного горения в нём 2020
  • Исаев Сергей Константинович
RU2745975C1
СПОСОБ ЗАЖИГАНИЯ ТОПЛИВНОЙ СМЕСИ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2006
  • Лукьященко Василий Иванович
  • Беляев Вадим Северианович
  • Юлдашев Эдуард Махмутович
RU2339840C2
Способ инициирования импульсной детонации 2017
  • Копченов Валерий Игоревич
  • Кулешов Павел Сергеевич
  • Бабушенко Денис Иванович
  • Собур Алла Анатольевна
RU2659415C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 442 008 C1

Реферат патента 2012 года ИМПУЛЬСНЫЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода детонационного топлива, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией детонационного топлива и тяговое осесимметричное сопло и устройство запирания. Тяговое осесимметричное сопло установлено на выходе камеры сгорания и содержит канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации. Устройство запирания выполнено в виде роторного клапана, расположенного в критическом сечении сопла и выполненного 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 нагрузи. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Формула изобретения RU 2 442 008 C1

1. Импульсный детонационный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода детонационного топлива, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией детонационного топлива, отличающийся тем, что дополнительно содержит тяговое осесимметричное сопло, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации, и устройство запирания в виде роторного клапана, причем клапан расположен в критическом сечении сопла и выполнен в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси, а в направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела, причем ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости, и 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.

2. Импульсный детонационный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что лазерная система импульсного зажигания содержит лазер, связанный с линзой, установленной в стенке камеры сгорания, и блок импульсного включения лазера, вход которого связан с командным датчиком, а выход соединен с лазером.

3. Импульсный детонационный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что привод цилиндрического тела роторного клапана выполнен в виде ременной или червячной передачи.

4. Импульсный детонационный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что снабжен емкостью с предварительно перемешанной рабочей горючей смесью топлива, выход которой через обратный клапан соединен трубопроводом с входом камеры сгорания.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2012 года RU2442008C1

СПОСОБ СОЗДАНИЯ ТЯГИ ГАЗОВЫМ ИМПУЛЬСНЫМ ДЕТОНАЦИОННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ 1991
  • Асеев В.В.
  • Маловидченко В.М.
RU2026502C1
СПОСОБ РАБОТЫ И УСТРОЙСТВО ЭНЕРГОСИЛОВОЙ ДЕТОНАЦИОННОЙ УСТАНОВКИ 2003
  • Гаранин Игорь Васильевич
  • Соловьев Виктор Олегович
  • Суслов Юрий Владимирович
RU2285142C2
US 4450679 A, 29.05.1984
ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С МАГНИТОГИДРОДИНАМИЧЕСКИМ УПРАВЛЕНИЕМ ПОТОКОМ (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДЕТОНАЦИЕЙ 2002
  • Мехолик Грегори Винсент
  • Стоуэлл Вилльям Рэндольф
RU2287713C2
GB 1354701 A, 30.05.1974
Торцовая щетка 1985
  • Одинцов Леонид Григорьевич
  • Ершов Виталий Сергеевич
  • Толстиков Василий Иванович
  • Москвитин Сергей Александрович
  • Евдощенко Михаил Ильич
  • Козырев Александр Александрович
SU1296108A1

RU 2 442 008 C1

Авторы

Бабушенко Денис Иванович

Копченов Валерий Игоревич

Сериков Ростислав Иванович

Старик Александр Михайлович

Титова Наталия Сергеевна

Даты

2012-02-10Публикация

2010-06-16Подача