Способ работы детонационного ракетного двигателя
METHOD OF OPERATION OF A DETONATION ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способам работы детонационных ракетных двигателей, и может быть использовано при разработке авиационно-космических систем.
Известен способ работы ракетного двигателя, заключающийся том, что горючее и окислитель смешивают в камере сгорания с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают, а продукты сгорания удаляют (RU 3789, 1997). В известном техническом решении используют твердое горючее, представляющее собой секционные заряды, разделенные термоизоляционными прокладками и размещенные в камере сгорания. Окислитель размещают в баке и подают в камеру сгорания при помощи аккумулятора давления, при этом окислитель и горючее образуют самовоспламеняющуюся пару.
Известен способ работы ракетного двигателя, заключающийся в том, что используют жидкое горючее и твердый окислитель, смешивают их в камере сгорания с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают, а продукты сгорания удаляют (GB 1184819, 1970).
Известен способ работы ракетного двигателя, заключающийся в том, что используют твердое горючее и твердый окислитель, смешивают их в камере сгорания с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают, а продукты сгорания удаляют (RU 2521429, 2014). В известном техническом решении состав окислителя и/или горючего ограничен содержанием связанного азота и мелкодисперсного или связанного бора в соотношении атомов азота и бора 1:1 с определенным отклонением.
Известен способ работы ракетного двигателя, заключающийся в том, что осуществляют нагрев и газификацию твердого горючего и твердого окислителя, при помощи соответствующих коллекторных устройств подают горючее и окислитель в газообразном состоянии в камеру сгорания, смешивают их с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают, а продукты сгорания удаляют (RU 2569960, 2015). В известном техническом решении твердый окислитель входит в состав горючего, причем содержание окислителя по длине твердого горючего должно монотонно увеличиваться от 0 до максимума.
Известен способ работы ракетного двигателя, заключающийся в том, что осуществляют нагрев и газификацию твердого горючего и твердого окислителя при помощи нагревательных элементов, смешивают их в камере сгорания с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают с образованием детонационной волны, а продукты сгорания удаляют (RU 2327892, 2008). В известном техническом решении горючее выполнено в виде монолита из таблеток, разделенных между собой теплозащитным покрытием и объединенных в плоскопараллельные слои. На каждой таблетке закреплена гранула твердого окислителя и соответствующий нагревательный элемент, предназначенный для нагрева и газификации горючего и окислителя.
Общим существенным недостатком известных технических решений является низкая удельная тяга двигателя, обусловленная дозвуковым (дефлаграционным) режимом горения ракетного топлива.
Известен способ работы детонационного ракетного двигателя, заключающийся в том, что осуществляют нагрев и газификацию твердого ракетного горючего и при помощи соответствующих коллекторных устройств подают горючее и окислитель (воздух) в газообразном состоянии в камеру сгорания, смешивают их в камере сгорания с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают с образованием детонационной волны, а продукты сгорания удаляют (RU 2710740, 2020).
Известен способ работы детонационного ракетного двигателя, заключающийся в том, что осуществляют нагрев и газификацию твердого горючего и окислителя, в качестве которого используют жидкий кислород, при помощи соответствующих коллекторных устройств подают горючее и окислитель в газообразном состоянии в камеру сгорания, смешивают их в камере сгорания с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают с образованием детонационной волны, а продукты сгорания удаляют (RU 2628549, 2017). Детонационный ракетный двигатель в известном техническом решении используется в качестве дополнительного устройства, предназначенного для сведения космического аппарата с орбиты, причем детонационный двигатель работает на объемах ракетного горючего и окислителя, оставшихся после использования основным ракетным двигателем.
Наиболее близким по технической сущности и назначению к предлагаемому изобретению является способ работы детонационного ракетного двигателя, заключающийся в том, что горючее и окислитель газифицируют и при помощи соответствующих коллекторных устройств подают в газообразном состоянии в камеру сгорания, смешивают их в камере сгорания с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают с образованием детонационной волны, а продукты сгорания удаляют («Research of Kick - Motor Rocket System of Rotating Detonation Engines» / Kasahara J., Kato Y., Ishihara K. and et's // Progress in Detonation Physics / Edited by S.M. Frolov and G.D. Roy - Moscow: TORUS-PRESS. 2016. P.3 - 13»). В известном техническом решении в качестве горючего используют жидкий этилен, а в качестве окислителя - газообразный кислород.
Общим существенным недостатком известных технических решений является низкая эффективная скорость полета, обусловленная применением горючего и окислителя с низкой плотностью.
Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в расширении арсенала технических средств, а именно в создании способа работы детонационного ракетного двигателя с применением высокоплотных твердого горючего и твердого окислителя.
Технический результат, достигаемый при реализации настоящего изобретения, заключается в создании способа работы детонационного ракетного двигателя, характеристики которого обеспечивают повышение эффективной скорости полета.
ƒ
Указанный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа работы детонационного ракетного двигателя твердое горючее и твердый окислитель размещают в отдельных газогенераторах, осуществляют нагрев и газификацию твердого горючего и твердого окислителя при помощи соответствующих дополнительных зарядов твердого топлива с низкой скоростью горения, при помощи соответствующих коллекторных устройств подают горючее и окислитель в газообразном состоянии в кольцевую камеру сгорания, смешивают их в кольцевой камере сгорания с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают с образованием по меньшей мере одной детонационной волны, а продукты сгорания удаляют, причем время τ заполнения кольцевой камеры сгорания ракетным топливом принимают меньшим, чем время задержки самовоспламенения образованного ракетного топлива, и определяют из соотношения:
где:
d - внешний диаметр кольцевой камеры сгорания, м;
D - скорость детонации ракетного топлива, м/с;
n - число детонационных волн, одновременно циркулирующих в кольцевой камере сгорания.
Существенность отличительных признаков способа работы детонационного ракетного двигателя подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение, позволяет обеспечить решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, а именно:
- размещение твердого горючего и твердого окислителя в отдельных газогенераторах, осуществление нагрева и газификации твердого горючего и твердого окислителя при помощи соответствующих дополнительных зарядов твердого топлива с низкой скоростью горения, подача при помощи соответствующих коллекторных устройств горючего и окислителя в газообразном состоянии в кольцевую камеру сгорания, смешивание их в кольцевой камере сгорания с образованием ракетного топлива обеспечивает повышение эффективной скорости полета за счет использования высокоплотных твердых горючих и твердых окислителей;
- воспламенение и сжигание ракетного топлива в кольцевой камере сгорания с образованием по меньшей мере одной детонационной волны и удаление продуктов сгорания обеспечивает повышение удельной тяги ракетного двигателя за счет режима непрерывно-детонационного (спинового) горения, возникающего в камере сгорания, что позволяет повысить эффективную скорость полета;
- определение из заданного соотношения времени заполнения кольцевой камеры сгорания ракетным топливом, принимаемое меньшим, чем время задержки самовоспламенения образованного ракетного топлива, обеспечивает исключение возможности самовоспламенения образованного ракетного топлива в камере сгорания, что позволяет повысить эффективную скорость полета.
Способ работы детонационного ракетного двигателя поясняется иллюстрацией, где на фигуре изображена схема детонационного ракетного двигателя.
На фигуре приняты следующие обозначения:
1 - газогенератор для размещения и газификации твердого горючего;
2 - газогенератор для размещения и газификации твердого окислителя;
3 - твердое горючее;
4 - твердый окислитель;
5, 6 - дополнительные заряды твердого топлива;
7 - регулятор расхода газообразного горючего;
8 - регулятор расхода газообразного окислителя;
9 - кольцевая камера сгорания;
10 - огневое днище кольцевой камеры сгорания;
11 - коллектор подачи горючего;
12 - коллектор подачи окислителя;
13 - центральное тело кольцевой камеры сгорания 9;
14 - сопло с внешним расширением.
Способ работы детонационного ракетного двигателя реализуется следующим образом.
В отдельно расположенных газогенераторе 1 и газогенераторе 2 ракетного двигателя размещают соответственно твердое горючее 3 с включением взвешенных мелкодисперсных частиц и углеводородов и твердый окислитель 4 для получения кислорода/хлора/фтора. Применение твердых компонентов обеспечивает возможность использования в качестве топлива веществ со значительно большей плотностью, чем у жидких компонентов, и таким образом увеличить количество горючего и окислителя, которые могут быть расположены в одном и том же объеме. Газификация компонентов производится непосредственно в газогенераторах 1 и 2. С этой целью в состав зарядов твердого горючего 3 и твердого окислителя 4 включают соответствующие дополнительные заряды 5 и 6 твердого топлива, характеризующиеся низкой скоростью горения и предназначенные для нагрева и газификации твердого горючего 3 и твердого окислителя 4. Дополнительные заряды 5 и 6 создают первоначальный поток газов: в газогенераторе 1 первоначальный поток газов испаряет твердое горючее 3, а в газогенераторе 2 - твердый окислитель 4. При этом для создания первичного потока газов в газогенераторе 2 возможно использование окислителя, способного к самоподдерживающемуся горению, например, перхлората аммония. Горение окислителя в зоне испарения при контакте с горячими газами оказывается невозможным, так как в зоне испарения не обеспечивается возникновение теплового потока, способного поддержать достаточно интенсивное разложение окислителя в конденсированной фазе. В результате основная масса окислителя подвергается термическому разложению с минимальным развитием в нем экзотермических реакций. Горючее из газогенератора 1 и окислитель из газогенератора 2 в газообразном состоянии непрерывно через соответствующие регуляторы расхода 7, 8 и коллекторы 11, 12 подаются в кольцевую камеру сгорания 9, в которой смешиваются над огневым днищем 10 с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают с образованием по меньшей мере одной детонационной волны. Кольцевая камера сгорания 9 включает центральное тело 13.
В начале работы двигателя с помощью внешнего источника производится однократное инициирование по меньшей мере одной самоподдерживающейся поперечной (спиновой) детонационной волны, которая затем непрерывно вращается над огневым днищем 10 в зазоре кольцевой камеры сгорания 9. Детонационная волна состоит из лидирующей ударной волны и примыкающей к ней зоны химических превращений. В лидирующей ударной волне происходит быстрое ударное сжатие и разогрев ракетного топлива, а в зоне химических превращений происходит быстрое сгорание в режиме самовоспламенения. Горячие продукты детонации непрерывно расширяются в сторону сопла 14 с внешним расширением, создавая необходимую силу тяги. При соответствующем подборе параметров камеры сгорания 9 и расходов газообразных горючего и окислителя в кольцевой камере сгорания 9 могут непрерывно вращаться от одной до нескольких детонационных волн, что обеспечивает непрерывное поступление горячих продуктов детонации в сопло 14 для создания силы тяги. Поступление в камеру сгорания 9 газообразных горючего и окислителя регулируется при помощи регуляторов 7 и 8 расхода горючего и окислителя.
ƒ
ƒ
Температуру газообразного горючего и соответственно газообразного окислителя на входе в кольцевую камеру сгорания 9 подбирают таким образом, чтобы значение времени τ заполнения кольцевой камеры сгорания 9 ракетным топливом было меньшим, чем временя задержки самовоспламенения образованного ракетного топлива, при этом время τ определяют из соотношения:
где:
d - внешний диаметр кольцевой камеры сгорания, м;
D - скорость детонации ракетного топлива, м/с;
n - число детонационных волн, одновременно циркулирующих в кольцевой камере сгорания.
Это позволяет исключить самовоспламенение в кольцевой камере сгорания 9 образованного ракетного топлива.
В качестве примера реализации способа использовали твердое горючее 3 в виде полиизобутилена, образующего газообразные продукты пиролиза, по своему составу аналогичные продуктам пиролиза авиационного керосина «JP-7». В качестве твердого окислителя 4 использовали перхлорат аммония, способный к самоподдерживающемуся горению. Горение перхлората аммония в зоне испарения при контакте с горячими газами оказывается невозможным, так как в зоне испарения не обеспечивается возникновение теплового потока, способного поддержать достаточно интенсивное разложение окислителя в конденсированной фазе. В результате основная масса окислителя подвергалась термическому разложению с минимальным развитием в нем экзотермических реакций с выделением кислорода. При этом не учитывалось наличие в полученном реальном газогенераторном газе инертных примесей, снижающих скорость химических реакций.
В соответствии с известной методикой расчета (см. Puri P., Ma F., Choi J.-Y., Yang V. «Ignition Characteristics of Cracked JP-7 Fuel» / Journal "Combustion and Flame", 2005, Vol.142, pp.454- 457.) время Tj задержки самовоспламенения для рассматриваемого примера реализации:
где:
2
3
[Fu], [O] - мольная концентрация горючего и окислителя, моль/м;
μ
R - универсальная газовая постоянная
Т- температура газовой среды, К.
В рассматриваемом примере реализации при температуре подачи газообразного горючего и газообразного окислителя в кольцевую камеру сгорания 9, равной 1000 К, и давлении в камере, равном 0,2 МПа, задержка воспламенения для стехиометрической смеси газообразных горючего и окислителя составит примерно 750 мкс.
ƒ
При скорости D детонации рассматриваемого ракетного топлива, равной 2000 м/сек, внешнем диаметре d кольцевой камеры сгорания, равном 0,2 м, и числе n детонационных волн, одновременно циркулирующих в кольцевой камере сгорания 9, равном 3, время τ заполнения кольцевой камеры сгорания 9 ракетным топливом определили из соотношения:
т.е. требуемое время заполнения кольцевой камеры сгорания 9 ракетным топливом значительно меньше, чем время задержки его самовоспламенения.
2
Согласно оценкам, при давлении в газогенераторах 1 и 2 на уровне 70 атмосфер среднее давление в камере сгорания 9 может достигать значения 60 атмосфер, а давление рабочего тела (газов) в самой детонационной волне - 1000 атмосфер. Таким образом, расширение продуктов детонации в сопле 14 с внешним расширением может привести к увеличению удельной тяги ракетного двигателя на твердом горючем 3 и твердом окислителе 4 на 30-40 сек и возрастанию удельной лобовой тяги, то есть тяги, получаемой с 1 м площади поперечного сечения камеры сгорания 9, что в конечном счете обеспечивает повышение эффективной скорости полета по сравнению с горением того же ракетного топлива в режиме обычного дефлаграционного горения. При увеличении площади поперечного сечения в регуляторе 7 расхода газообразного горючего давление газа в газогенераторе 1 уменьшается и скорость горения твердого горючего 3 в газогенераторе 1 падает. Соответственно уменьшается расход газообразных горючего и окислителя, поступающих в камеру сгорания 9. При уменьшении расхода газов в камере сгорания 9 ниже определенного предела может произойти срыв непрерывно-детонационного (спинового) горения. После срыва детонации ракетное топливо в камере сгорания 9 может продолжать гореть в обычном режиме турбулентного (дефлаграционного) горения двигателя. Если расход газообразных горючего и окислителя в камере сгорания 9 увеличить, то возможно восстановление процесса непрерывно-детонационного (спинового) горения топлива либо самопроизвольно, благодаря образованию по меньшей мере одной ударной волны при зажигании горючей смеси горячими продуктами горения, либо благодаря вынужденному зажиганию с помощью внешнего источника.
Таким образом, размещение твердого горючего и твердого окислителя в отдельных газогенераторах, нагрев и газификация твердого горючего и твердого окислителя при помощи соответствующих дополнительных зарядов твердого топлива с низкой скоростью горения, воспламенение и сжигание ракетного топлива с образованием по меньшей мере одной детонационной волны обеспечивает повышение эффективной скорости полета применительно к детонационным ракетным двигателям.