РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ "ВОЙС"

Полезная модель относится к аэрокосмической технике, может быть использована в летательных аппаратах и предназначена для улучшения тягово-экономических и габаритных параметров двигательных установок.
Известны пульсирующие детонационные однокамерные ракетные двигатели [1÷5], содержащие баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, импульсные системы подачи и детонационного зажигания топливной смеси в камере.
Наиболее близким конструктивным решением к полезной модели по назначению и технической сущности относится пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель [1], разработанный фирмой Adroit System Inc. (ASI) (дочернее предприятие Pratt & Whitney (США)), который описан в статье "Rocket PDE tested", журнал "Aviation Week @ Space Technology", 1998 г., 148, №18, с.50 и в докладе "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", (c.2.) на 6-ом Интернациональном симпозиуме по двигателям для космических транспортных систем 21 века, 14-17 мая 2002 года в Версале (Франция).
Указанный двигатель содержит камеру сгорания с системой охлаждения, баки с окислителем и горючим, импульсную систему смешения окислителя и горючего в камере детонационного горения топливной смеси, сопло для вывода результатов детонации и создания импульсной тяги, а также содержит - импульсную систему зажигания топливной смеси, причем импульсная система смешения компонентов топливной смеси содержит жиклеры распыления окислителя и жиклеры распыления горючего для создания топливной смеси в камере сгорания, соединенные через отсечные клапаны подачи окислителя и горючего с выходными патрубками соответствующих баков, управляющие входы отсечных клапанов через цифроаналоговые преобразователи соединены с бортовой ЭВМ. При этом импульсная система зажигания топливной смеси выполнена электроискровой.
Работа ракетного двигателя основана на том, что воспламенение поданных в камеру сгорания компонентов топлива и выброс из сопла результатов их химической реакции горения под высоким давлением происходит периодически в результате детонации (микровзрыва) топливной смеси, инициируемой импульсной системой зажигания топливной смеси.
Недостатком данного двигателя являются относительно высокая его инерция, связанная с наличием в двигателе массивной камеры сгорания, ускоряющего сопла, системы циркуляционного охлаждения камеры и бака с охлаждающей жидкостью.
Технической задачей полезной модели является снижение инерционности ракетного двигателя, техническим результатом - снижение массы двигателя.
Достижение заявленного технического результата и, как следствие, решение поставленной задачи обеспечивается тем, что ракетный двигатель, содержащий баки с окислителем и горючим, импульсную систему смешения окислителя и горючего в зоне их детонации, а также - импульсную систему зажигания топливной смеси, причем импульсная система смешения содержит жиклеры распыления окислителя и жиклеры распыления горючего, соединенные через отсечные клапаны подачи окислителя и горючего с выходными патрубками соответствующих баков, причем управляющие входы отсечных клапанов через цифроаналоговые преобразователи соединены с бортовой ЭВМ, согласно полезной модели двигатель выполнен бескамерным и дополнительно содержит отражатель детонационных волн взрывного горения топливной смеси, выполненный в форме металлического рефлектора, покрытого с вогнутой стороны тугоплавким материалом, жиклеры распыления установлены в отверстиях по окружности рефлектора и ориентированы в направлении фокуса рефлектора с возможностью осевой закрутки и детонации топливной смеси в фокусе рефлектора, в центральной части рефлектора выполнено сквозное отверстие, над которым с внешней стороны рефлектора соосно установлена импульсная система дистанционного зажигания топливной смеси.
При этом импульсная система дистанционного зажигания топливной смеси выполнена в виде лазера с фокусирующей оптикой или в виде генератора плазмы.
Выполнение ракетного двигателя бескамерным за счет дополнительного введения отражателя детонационных волн взрывного горения топливной смеси, выполненного в форме металлического рефлектора, покрытого с вогнутой стороны тугоплавким материалом, а также установка жиклеров распыления в отверстиях по окружности рефлектора и ориентирование их в направлении фокуса рефлектора с возможностью осевой закрутки и детонации топливной смеси в фокусе рефлектора, выполнение в центральной части рефлектора сквозного отверстия, над которым с внешней стороны рефлектора соосно установлена импульсная система дистанционного зажигания топливной смеси позволяет исключить из конструкции двигателя ряд массивных элементов, а именно: массивной камеры сгорания, ускоряющего сопла, системы циркуляционного охлаждения камеры и бака с охлаждающей жидкостью. Это позволяет облегчить конструкцию ракетного двигателя, уменьшить его массогабаритные характеристики и, как следствие, снизить инерционность и улучшить за счет этого динамические характеристики и маневренность летательного аппарата, на котором этот двигатель установлен.
Полезная модель стала возможной благодаря разработанной автором теории реактивного движения ракет с бескамерным реактивным двигателем.
На фигуре представлена конструкция ракетного бескамерного двигателя «Войс».
Ракетный двигатель «Войс» выполнен бескамерным и содержит бак 1 с окислителем, бак 2 с горючим, импульсную систему 3 смешения окислителя и горючего в зоне их детонации, импульсную систему 4 зажигания топливной смеси и отражатель 5 детонационных волн взрывного горения топливной смеси. Отражатель 5 выполнен в форме металлического рефлектора, покрытого с вогнутой стороны тугоплавким материалом. В центральной части рефлектора-отражателя 5 выполнено сквозное отверстие 6, над которым с внешней стороны отражателя 5 соосно установлена импульсная система 4 дистанционного зажигания топливной смеси в фокусе рефлектора-отражателя 5. Источник 4 дистанционного зажигания выполнен в виде лазера с фокусирующей оптикой [5] или в виде плазмотрона (генератора плазмы) [6]. Импульсная система 3 смешения (формирования топливной смеси) содержит не менее одного жиклера 3.1 распыления окислителя и не менее одного жиклера 3.2 распыления горючего, соединенные трубопроводами через отсечные клапаны 3.3 и 3.4 соответственно подачи окислителя и горючего с выходными патрубками бака 1 окислителя и бака 2 горючего. Жиклеры 3.1 и 3.2 распыления установлены в отверстиях по окружности рефлектора-отражателя 5 и ориентированы в направлении фокуса рефлектора с угловым сдвигом их осей, для осевой закрутки и детонации топливной смеси в фокусе рефлектора-отражателя 5. Управляющие входы отсечных клапанов 3.3 и 3.4 системы 3 через блок 7 цифроаналоговых преобразователей соединены с бортовой ЭВМ 8 управления ракетным двигателем ракеты 9.
Ракетный двигатель «Войс» работает следующим образом. Бортовая ЭВМ 8 по заданной программе управления вырабатывает в цифровой форме серию управляющих импульсов с соответствующим временным сдвигом для формирования топливной смеси (окислителя и горючего) в области фокуса рефлектора-отражателя 5 и поджига топливной смеси с помощью источника 4 дистанционного зажигания. При поступлении управляющего сигнала на импульсную систему 3 формирования топливной смеси открываются на время Δt отсечные клапаны 3.3 и 3.4 соответственно подачи окислителя и горючего из бака 1 окислителя и из бака 2 горючего на жиклеры 3.1 и 3.2 соответственно. Находящиеся под давлением в баках 1 и 2 компоненты топливной смеси жиклерами 3.1 и 3.2 распыляются и образуют в зоне фокуса рефлектора-отражателя 5 топливную смесь 10. После завихрения топливной смеси источник 4 дистанционного зажигания поджигает топливную смесь 10. Топливная смесь 10 детонирует и импульсная энергия детонационной волны, направленная в сторону рефлектора-отражателя 5, преобразуется последним в механическую энергию движения ракеты 9. При поступлении следующего импульса поджига процесс разгона ракеты 1 повторяется. Масса топлива m(v), требуемая для разгона ракеты до скорости V, и численное значение последней могут быть определены из условий:
где:
U - скорость молекул газа относительно корпуса ракеты;
0
m - масса ракеты в момент старта;
µ - скорость подачи топлива в камеру сгорания;
1
1
K - коэффициент использования топлива: 0≤K≤0,5;
2
2
K - коэффициент упругости взаимодействия: 0≤K≤1,0;
t - время работы двигателя.
Полезная модель разработана на уровне технического предложения конструкции бескамерного ракетного двигателя и расчета рациональных значений его параметров. Она позволяет повысить скорость и дальность полета ракеты за счет снижения массы двигателя и соответствующего увеличения массы топлива на ее борту.
Источники информации:
1. "NASA studies pulse detonation engine", Flight International, 2000, vol.157, №4728, с.32.
2. "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", c.2.
3. Голубятник В.В., Ефимочкин А.Ф.. ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ПРИНУДИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ ТОПЛИВА. RU 43315, МПК: F02K 9/00, 2004.
4. Голубятник В.В., Ефимочкин А.Ф. ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, RU 40081, 2004.
5. Лукьященко В.И. и др. СПОСОБ ЗАЖИГАНИЯ ТОПЛИВНОЙ СМЕСИ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ. RU 2339840, F02P 23/04, 2008.
6. Батенин В.М. и др. СВЧ-генераторы плазмы. Физика. Техника. Применение. М:, Энергоатомиздат. 1988. с.136÷171.