ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ПРИНУДИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ ТОПЛИВА

Предлагаемая полезная модель относится к аэрокосмической технике, может быть использована на летательных аппаратах, а также в некоторых наземных пульсирующих генераторах и предназначена улучшить тягово - экономические и габаритные параметры энергетических установок.
Известен пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель, разработанный фирмой Adroit System Inc. (ASI) (ныне 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).
Работа двигателя фирмы Adroit System Inc. (ASI) основана на том, что подача в камеру сгорания газообразных компонентов топлива осуществляется в результате созданного избыточного давления в баках и разряжения в камере сгорания, возникающего при пульсационном горении топлива. Дальнейшее горение компонентов топлива и выброс горячего газа из сопла происходит периодически в результате микровзрыва (детонации).
Данный двигатель имеет следующие недостатки:
- низкое давление в камере сгорания, обусловленное разностью давления в баках и пониженного давления, создаваемого в результате разряжения, возникающего в камере сгорания при пульсирующем горении;
- отсутствует автономная система охлаждения камеры сгорания. Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель на
жидких компонентах топлива водорода и кислорода по патенту на полезную модель №40081 опубликованному 27.08.2004 г., принятый за прототип.
На фиг.1 приведена схема двигателя - прототипа, где обозначено:
1 - бак с горючим;
2 - бак с окислителем;
3 - камера сгорания с соплом;
4 - клапан горючего;
5 - клапан окислителя;
6 - система зажигания;
7 - ресивер газообразного горючего;
8 - ресивер газообразного окислителя;
9 - теплообменник системы горючего;
10 - теплообменник системы окислителя.
Двигатель содержит баки с горючим 1 и окислителем 2, камеру сгорания с соплом 3, клапаны горючего 4 и окислителя 5, систему зажигания 6, ресиверы газообразного горючего 7 и газообразного окислителя 8, теплообменники системы горючего 9 и окислителя 10 соответственно.
Работа данного двигателя заключается в следующем. В результате созданного разряжения в камере сгорания 3, в топливные магистрали поступают жидкие горючее и окислитель из баков 1 и 2 через теплообменники 9 и 10, расположенные на камере сгорания 3, в которых компоненты топлива нагреваются и испаряются. Испаряющиеся газы накапливаются в ресиверах 7 и 8. 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 горения, создавая разряжение в конце фазы истечения. Клапаны 4 и 5 открываются под действием разряжения, и засасывается новая порция компонентов топлива. Далее процесс повторяется.
Недостатками двигателя - прототипа являются:
- низкое давление в камере сгорания, обусловленное разностью давления в баках (атмосферного) и пониженного давления, создаваемого в результате разряжения, возникающего в камере сгорания при пульсирующем горении;
- отсутствие системы принудительной подачи компонентов топлива из баков.
Предлагаемое техническое решение позволяет устранить недостатки двигателя - прототипа.
Для устранения указанных недостатков в пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с принудительной системой подачи топлива, содержащий баки с горючим и окислителем, камеру сгорания с соплом, клапаны горючего и окислителя, систему зажигания, теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя, согласно полезной модели, введены трубопровод отбора газообразных продуктов сгорания, обратный клапан, поршни баков горючего и окислителя, теплообменник охлаждения горячих газов, соединительный трубопровод, трубопроводы наддува баков горючего и окислителя.
Предлагаемый двигатель показан на фиг.2, где обозначено:
1 - бак с горючим;
2 - бак с окислителем;
3 - камера сгорания с соплом;
4 - клапан горючего;
5 - клапан окислителя;
6 - система зажигания;
7 - ресивер газообразного горючего;
8 - ресивер газообразного окислителя;
9 - теплообменник системы горючего;
10 - теплообменник системы окислителя;
11 - поршень бака горючего;
12 - поршень бака окислителя;
13 - обратный клапан;
14 - теплообменник охлаждения горячих газов;
15 - трубопровод отбора газообразных продуктов горения;
г
16 - трубопровод наддува бака горючего, (d);
o
17 - трубопровод наддува бака окислителя, (d).
18 - соединительный трубопровод, (D).
Г
О
Предлагаемый пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с принудительной системой подачи топлива содержит баки горючего 1 и окислителя 2, камеру сгорания с соплом 3, на корпусе которой установлены клапаны горючего 4 и окислителя 5, теплообменники 9 и 10, а также система зажигания 6, закрепленная в торцевой части корпуса. На цилиндрической части камеры устанавливается трубопровод отбора газообразных продуктов горения 15, связанный с теплообменником охлаждения горячих газов 14, расположенным на магистрали подачи жидкого горючего (водорода). Теплообменник охлаждения горячих газов 14 соединен с обратным клапаном 13, к которому подведен соединительный трубопровод 18 (D), связанный с трубопроводами бака горючего 16 (d) и бака окислителя 17 (d).
Трубопроводы 16 и 17 подсоединены к бакам со стороны поршней 11 и 12 соответственно. Топливные баки 1 и 2 трубопроводами подсоединены к теплообменникам 9 и 10, которые в свою очередь соединены с ресиверами 7 и 8, которые соединены трубопроводами с клапанами 4 и 5, расположенными на камере сгорания 3.
Работает предлагаемый двигатель следующим образом. При возникновении разряжения в камере сгорания 3 жидкие горючее и окислитель из баков 1 и 2 поступают в теплообменники 9 и 10, расположенные на камере сгорания 3, где компоненты топлива нагреваются и испаряются. Испаряющиеся газы накапливаются в ресиверах 7 и 8. 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. На фазе
Г
О
превышения давления в камере сгорания над давлением в баках 1 и 2, часть истекающих продуктов сгорания поступает по трубопроводу отбора газообразных продуктов горения 15 в теплообменник 14, где охлаждается до уровня, безопасного для конструкции баков 1 и 2. Далее охлажденные газы, минуя обратный клапан 13 через соединительный трубопровод 18 (D), проходят в баки 1 и 2 со стороны поршней 11 и 12 по трубопроводам 16 (d) и 17 (d) и создают давление на компоненты топлива (давление наддува). Основная часть продуктов сгорания истекает из сопла камеры сгорания 3 и создает разряжение в конце фазы истечения. Клапаны 4 и 5 открываются под действием разряжения и давления компонентов топлива, и процесс повторяется.
Г
О
Диаметры трубопроводов системы наддува горючего 16 (d) и окислителя 17 (d), рассчитываются по формулам:
Г
О
Г
О
Г
О
m
D - диаметр соединительного трубопровода; d - диаметр трубопровода горючего; d - диаметр трубопровода окислителя; L - длина трубопровода горючего; L - длина трубопровода окислителя; ρ - плотность горючего; ρ - плотность окислителя; К - соотношение компонентов топлива.
Таким образом, в предлагаемом двигателе происходит принудительный наддув баков с горючим 1 и окислителем 2 охлажденными газообразными продуктами горения, отбираемыми из камеры сгорания 3.
Проведенный технический анализ предложенного двигателя по сравнению с прототипом показал, что
- система принудительной подачи компонентов топлива позволяет увеличить величину давления в камере сгорания, без использования посторонних источников газа;
- улучшает запуск двигателя, выход на основный режим и его останов.
Следовательно, предложенное техническое решение позволяет повысить тягово-экономические параметры пульсирующего детонационного однокамерного ракетного двигателя и повысить его надежность.