ДЕТОНАЦИОННЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
DETONATION JET ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике с использованием твердого топлива различного назначения и предназначено в первую очередь для систем ориентации космических аппаратов на орбите
Известны импульсные электроразрядные двигатели [1-3] содержащие камеры сгорания и сопло с зарядом из твердого топлива и электроды, подключенные к разрядным конденсаторам. Однако в таких двигателях после каждого разряда меняются условия для последующего электрического импульса. Другими словами не постоянны условия для реализации электрического разряда.
Известен ракетный двигатель [4], содержащий камеру сгорания, сопло с утопленной частью, заряд твердого топлива, состоящий из двух частей, одна из которых имеет пониженное содержание окислителя и расположена достаточно близко к утопленному входу, чтобы создавать пограничный слой продуктов сгорания, имеющих дефицит окислителя, проходящий через кольцевой зазор и обтекающий сужающуюся часть и область критического сечения, снижая тем самым унос упомянутой сужающейся части и участка критического сечения. Рассмотрены две схемы зарядов: с центральным каналом и торцевого горения. Однако такой ракетный двигатель основан на горении твердого топлива, а следователь температура горения не может превышать 4-5 тысяч градусов Кельвина
В качестве аналога выбран электроразрядный [5] 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 тело
В качестве аналога выбран импульсный электроразрядный реактивный двигатель [6], 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 поджига рабочего тела.
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.
В качестве прототипа выбран импульсный ракетный двигатель [7] 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.
К недостаткам такого импульсного ракетного двигателя относится то, что сам корпус выполнен из светпоглощающегося материала. Это приводит к тому, что со временем, после нескольких десятков тысяч импульсов света корпус утончается и после очередного импульсного повышения давления он может механически разрушится. Заменять такой корпус трудно из-за сложной формы Самой простой варрант - изготавливать такой корпус из любого твердого металла, снабженного отражателем. Ресурс такого корпуса неограничен от числа световых импульсов. Светопоглощающий материал выполненный в виде цилиндра можно легко взаимозаменять путем подачи через отверстии внутри торца корпуса. К недостаткам можно отнести и то, что в прототипе источник света выполнен в виде прозрачной диэлектрической трубки, что ограничивает расстояние меду анодом и катодом. Увеличить это расстояние можно только за счет выполнения ее в виде спирали и расположения ее внутри корпуса.
Вновь предложенный светоэрозионный ракетный двигатель, содержащий корпус с подвижной и управляемой поверхностью и сверхзвуковым соплом, светопрозрачной цилиндрической оболочкой заполненной инертным газом, с электродами, расположенными на противоположных концах светопрозрачной оболочки и подключенными к высоковольтному разрядному источнику и высоковольтному конденсатору.
Особенность предложенного светоэрозионного ракетного двигателя является то, что подвижная поверхность выполнена в виде твердого светопоглощающего материала, например, эбонита, снабженного отражателем, а светопрозрачная оболочка выполнена в виде спирали и расположена внутри корпуса.
На фиг. 1 изображен предлагаемый светоэрозионный ракетный 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 выполненного в виде корпуса и сверхзвукового сопла 8.
К особенностям предложенного светоэрозионного двигателя можно отнести то, что подвижная поверхность выполнена из твердого светопоглощающего материала 7, например, эбонита или графита, между корпусом и поверхностью расположен светопрозрачный цилиндр 9, с соплом 8, образующий канал 10, корпус снабжен отражателем 11, а светопрозрачная диэлектрическая трубка 1 выполнена в виде спирали и расположена внутри корпуса.
Работает предлагаемый светоэрозионный ракетный двигатель следующим образом. При попадании энергии от высоковольтного источника 5 и высоковольтного конденсатора 6 поступает на электроды 3 и 4. Между электродами 3 и 4 возникает низкотемпературная плазма с яркостной температурой свыше 25000 К, что трудно достижимо для любого химического горения. Световой поток легко проникает через светопрозрачную диэлектрическую трубку 1, прозрачный цилиндр 9 и многократно отражаясь от отражателя 11 в итоге попадает на светопоглощающую поверхность 7. Коэффициент преобразования электрической энергии в световую, благодаря инертному газу, достигает 70-80 процентов. Температуру разогрева поверхности 7 можно оценить в соответствии формулой:
где α - коэффициент поглощения,
I - интенсивность излучения,
t - время [с],
С - теплоемкость,
ρ - плотность,
- температуропроводность,
λ - теплопроводность.
-3
Трубка 1 длиной 800 мм, завитая в спираль, выдерживает тысячи имульсов с энергией разряда в 10000 Дж, со временем срабатывания порядка 10 секунды. Развиваемую мощность можно оценить в 10 МВт. Продукты световой эрозии со сверхзвуковой скоростью истекают через сверхзвуковое сопло 8. Процесс сопровождается мощным звуковым импульсом и на бумаге рядом с соплом 8 продукты эрозии образуют ударные интерференционные полосы. По мере срабатывания поверхности 7 она подается из приемного бункера (на рис. не показан)
Источники информации
1. Гришин С.Д., Лесков Л.В., Козлов Н.П. Электрические ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1975 г. Стр. 198…223.
2. Фаворский О.Н., Фишгойт В.В., Литовский Е.И. Основы теории космических электрореактивных двигательных установок. М.: Машиностроение, Высшая школа, 1978 г, стр. 170…173.
3. Космические двигатели - состояние и перспективы. Под редакцией Л. Кейвни (перевод с английского под ред. А.С. Коротеева). М.:, 1988 г. Стр. 186…193.
4 Патент США №6226979.
5. Патент RU №200710731 - Импульсный электрический реактивный двигатель.
6. Патент RU №2433293 - Импульсный ДЕТОНАЦИОННЫЙ реактивный двигатель.
7. Прототип - Патент РФ №2644798 на импульсный детонационный двигатель.