ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Предлагаемая полезная модель относится к аэрокосмической технике, может быть использована на летательных аппаратах, а также в некоторых наземных пульсирующих генераторах и предназначена повысить тягово-экономические и габаритные параметры двигательных установок.
Известны пульсирующие детонационные однокамерные ракетные двигатели, разработанные в Научно-исследовательском центре космических полетов им.Маршалла NASA и фирмой Adroit System hie. (ASI) (США).
Результаты исследования двигателя в Научно-исследовательском центре космических полетов им.Маршалла NASA приведены в статье "NASA studies pulse detonation engine", Flight International, 2000, vol.157, №4728, с32.
Работа его основана на том, что воспламенение поданных в камеру сгорания компонентов топлива и их выброс под высоким давлением происходит периодически в результате микровзрыва (детонации).
Данный двигатель имеет недостатки:
- удлиненную трубчатую камеру сгорания;
- отсутствие автономной системы охлаждения камеры сгорания.
Один из пульсирующих детонационных однокамерных двигателей фирмы Adroit System Inc. (ASI) описан в статье "Rocket PDE tested", "Aviation Week @ Space Technology", 1998 г., 148, №18, с.50, и был представлен на 6-ом Интернациональном симпозиуме по двигателям для космических транспортных систем 21 века, 14-17 мая 2002 года в Версале
(Франция) в докладе "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", с2.
Работа его основана на том, что горение происходит в трубчатой камере сгорания, открытой с одной стороны, в которой смешивается горючее и окислитель. Ударная (детонационная) волна распространяется по трубчатой камере сгорания со сверхзвуковой скоростью и продукты сгорания истекают из камеры. Давление в камере падает до условий разрядки, в результате в камеру поступает новая порция топлива и цикл повторяется. Двигатель фирмы ASI обладает следующими недостатками:
- система хранения компонентов топлива использует тяжелые газовые баллоны, находящиеся под давлением;
- большие размеры и объемы баков, которые требуют газообразные компоненты горючего и окислителя;
- отсутствие автономной системы охлаждения - охлаждение осуществляется водой от стендовых систем.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является пульсирующий детонационный однокамерный двигатель фирмы ASI на газообразных компонентах топлива водород и кислород, имеющий длину камеры сгорания 91,4 см, внутренний диаметр 2,54 см, описанный в статье "Rocket PDE tested", "Aviation Week @ Space Technology", 1998 г., 148, №18, с.50, и представлен на 6-ом Интернациональном симпозиуме по двигателям для космических транспортных систем 21 века, 14-17 мая 2002 года в Версале (Франция) в докладе "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", с2, принятый за прототип.
На фиг.1 приведена схема двигателя-прототипа, где введены обозначения
1 - бак с окислителем;
2 - бак с горючим;
3 - камера сгорания с соплом;
4 - клапан окислителя:
5 - клапан горючего;
6 - система зажигания (детонирующее устройство);
7 - бак с водой;
8 - насос;
9 - теплообменник.
Баки с окислителем 1 и горючим 2 через клапаны 4 и 5 соединены с камерой сгорания с соплом 3, которая имеет систему зажигания 6. Система охлаждения камеры сгорания с соплом 3 состоит из бака с водой 7, насоса 8 и теплообменника 9.
Работа данного двигателя заключается в следующем. В камеру сгорания 3 из баков 1 и 2 поступает топливо, которое образует рабочую смесь. Воспламенение детонирующей смеси резко повышает давление в камере сгорания 3. Ударная волна в камере сгорания 3 распространяется со скоростью несколько тысяч метров в секунду с выбросом продуктов горения из сопла. Продукты сгорания перерасширяются и образуют вакуум в камере сгорания 3. Охлаждение камеры сгорания 3 осуществляется через теплообменник 9 водой, которая подается насосом 8 из бака 7. Продолжительность работы камеры сгорания 3 с частотой 100 Гц составляет 30 с.
Недостатками двигателя-прототипа являются:
- система хранения компонентов топлива, которая использует тяжелые газовые баки-баллоны с окислителем и горючим под давлением;
- большие размеры и объемы баков за счет использования первичных газообразных компонентов топлива;
- отсутствие автономной системы охлаждения - охлаждение осуществляется водой от стендовой системы, что не приемлемо в летательных аппаратах.
Предлагаемое техническое решение позволяет устранить недостатки двигателя-прототипа.
Это достигается тем, что в пульсирующий детонационный однокамерный двигатель, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, систему стационарного охлаждения, введены теплообменники систем горючего и окислителя камеры сгорания и ресиверы окислителя и горючего.
Предлагаемый двигатель показан на фиг.2, где введены обозначения
1 - бак с окислителем;
2 - бак с горючим;
3 - камера сгорания с соплом;
4 - клапан окислителя;
5 - клапан горючего;
6 - система зажигания (детонирующее устройство);
7 - ресивер газообразного окислителя;
8 - ресивер газообразного горючего;
9 - теплообменник системы горючего;
10 - теплообменник системы окислителя.
Предлагаемый двигатель содержит баки с окислителем 1 и горючим 2, камера сгорания с соплом 3, клапаны окислителя 4 и горючего 5, система зажигания 6, ресиверы газообразного окислителя 7 и газообразного горючего 8, теплообменники системы горючего 9 и окислителя 10. Система охлаждения камеры сгорания с соплом 3 содержит теплообменники системы горючего 9 и окислителя 10.
Работает предлагаемое устройство следующим образом. При поступлении жидкого горючего и окислителя из баков 1 и 2 соответственно в теплообменники 9 и 10, расположенные на камере сгорания 3, компоненты топлива нагреваются и испаряются. Испаряющиеся газы накапливаются в ресиверах 7 и 8 соответственно. Далее газообразные продукты поступают в камеру сгорания 3 через клапаны 4 и 5. Клапаны 4 и 5 закрываются, включается система зажигания 6, топливная смесь детонирует. Из сопла камеры сгорания истекают продукты сгорания, создавая разряжение в конце
фазы истечения. Клапаны 4 и 5 открываются под действием разряжения и процесс повторяется. Объемы ресиверов 7 и 8 подбирают по формуле
O
V - объем ресивера газообразного окислителя;
Г
V - объем ресивера газообразного горючего;
Г
ρ - плотность горючего;
О
ρ - плотность окислителя;
m
k - соотношение компонентов топлива.
Таким образом, в предлагаемом двигателе происходит непосредственное нагревание и испарение компонентов топлива в системе охлаждения камеры сгорания и накопление газообразных компонентов топлива в ресиверах 7 и 8.
Проведенный технический анализ предложенного двигателя по сравнению с прототипом показал, что
- изменение системы хранения и подачи компонентов топлива позволяет использовать тонкостенные баки, имеющие меньшую массу;
- установка теплообменников на камере сгорания осуществляет охлаждение ее криогенными жидкими компонентами, обладающими лучшими охлаждающими свойствами по сравнению с водой;
- установка ресиверов для накопления газообразных компонентов обеспечивает наилучшее смешение горючего в камере сгорания.
Следовательно, предложенное техническое решение позволяет повысить надежность пульсирующего детонационного однокамерного ракетного двигателя и повысить его тягово-экономические параметры.