ВИХРЕВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ НА ГАЗООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ
VORTEX LOW-THRUST ROCKET ENGINE ON GAS FUEL

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, работающих на газообразных компонентах топливной смеси.
Ракетные двигательные установки малой тяги (до 1500 Н) являются подсистемами бортовых комплексов управления полетом космических аппаратов - их исполнительными органами [1]. В настоящее время в качестве управляющих двигательных установок используются в основном жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) [2]. Ракетные двигатели на газообразном топливе могут найти применение при создании специальных двигательных установок, в частности при создании ракетных двигателей малой тяги для увода отработанных ступеней ракет-носителей с занимаемых орбит с использованием в качестве газообразного топлива газифицированных жидких компонентов гарантийного запаса топлива ЖРД [3].
Известен способ организации рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя [4], в котором используют самовоспламеняющиеся компоненты топлива. При этом их подача в камеру сгорания осуществляется через тангенциальные вводы в соответствующие соосные камеры закручивания двухкомпонентной центробежной форсунки. Закрутка компонентов способствует более полному перемешиванию компонентов топливной смеси и обеспечивает тепловую защиту камеры сгорания.
В патенте [5] предложено использование форкамеры (предкамеры) для закрутки и смешения топливной смеси за счет подачи газообразных компонентов топлива с помощью шнека.
Известен вихревой ракетный двигатель, в котором для организации процессов смесеобразования и сжигания компонентов топлива используется их закрутка [6]. При этом основная часть компонентов подается со стороны соплового блока через форсунки, расположенные равномерно по касательной к окружности под углом 60° к поверхности свода камеры сгорания. Двигатель снабжен отклоняющими лопатками для компенсации реактивного вращательного движения камеры, закрепленными на конусе, который сопряжен с горловиной камеры.
Для повышения удельного импульса тяги двигателя в патенте [7] предложена подача несамовоспламеняющихся компонентов в камеру посредством тангенциальных подводов газообразного окислителя и струйных форсунок жидкого горючего. При этом образующийся закрученный поток газообразного окислителя и факел распыла горючего смешиваются и подаются в камеру сгорания.
Известна камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги [8], в которой компоненты топливной смеси распыливаются соосными центробежными форсунками с противоположным направлением закрутки. При этом коллектор наружной форсунки сообщен с равномерно расположенными по окружности струйными форсунками.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является ракетный двигатель на газообразном топливе [9]. Газообразные горючее и окислитель, предварительно перемешанные в форкамере с газообразным гелием и порошком алюминия со средним размером частиц не более 10 мкм, поступают через тангенциальные вводы в камеру сгорания со стороны сопловой крышки двигателя.
Недостатком этой двигательной установки является невозможность использования самовоспламеняющихся компонентов топлива, зажигание которых может произойти в форкамере, а также топлив с существенно различной температурой фазового перехода из-за образования конденсата при смешении.
Техническим результатом настоящего изобретения является разработка ракетного двигателя малой тяги на газообразном топливе, обеспечивающего надежную работу с любыми газообразными топливными композициями, высокие энерготяговые характеристики за счет повышения полноты сгорания при интенсивном перемешивании горючего и окислителя во встречных закрученных потоках, а также компенсацию реактивной силы, вызывающей нежелательное вращение двигателя.
2
1
2
Технический результат изобретения достигается тем, что разработан вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе, включающий камеру сгорания с соплом и тангенциальные завихрители для подачи компонентов топлива в камеру сгорания. В камере сгорания со стороны ее переднего днища расположены два коаксиально выполненных завихрителя для раздельной подачи компонентов топлива (внутренний и внешний), разделенных цилиндрическим стаканом. Камерой закручивания внутреннего завихрителя является внутренняя поверхность цилиндрического стакана, камерой закручивания внешнего завихрителя является внутренняя поверхность камеры сгорания, тангенциальные каналы подачи компонентов топлива во внутреннем и внешнем завихрителях направлены противоположно. Камера сгорания выполнена с сужением от радиуса R до радиуса R, расположенном на расстоянии L=(1÷1.5)R от переднего днища камеры сгорания, высота цилиндрического стакана определяется соотношением
2
h=(0.4÷0.6)R,
а отношение радиусов камер закручивания внешнего и внутреннего завихрителей определяется из решения уравнения
1
2
2
1
1
2
1
2
<mrow><mi>C</mi><mo>=</mo><mn>0.75</mn><mfrac><mrow><msub><mi>G</mi><mn>2</mn></msub></mrow><mrow><msub><mi>G</mi><mn>1</mn></msub></mrow></mfrac><msqrt><mrow><mfrac><mrow><msub><mi>ρ</mi><mn>1</mn></msub></mrow><mrow><msub><mi>ρ</mi><mn>2</mn></msub></mrow></mfrac></mrow></msqrt></mrow>
3
где h - высота цилиндрического стакана; L - расстояние от переднего днища камеры сгорания до ее сужения; R, R - радиусы камер закручивания внутреннего и внешнего завихрителей; r=R/R - отношение радиусов камер закручивания завихрителей;
- константа, определяемая конкретной топливной композицией (горючее и окислитель); ρ, ρ, - плотности компонентов топлива, подаваемых во внутренний и внешний завихрители, соответственно, кг/м; G, G - массовые секундные расходы компонентов топлива, подаваемых во внутренний и внешний завихрители, соответственно, кг/с.
Достижение положительного эффекта изобретения обеспечивается следующими факторами.
1. Раздельная подача компонентов топлива в камеру сгорания и отсутствие форсунок и распылителей позволяет использовать любые газообразные компоненты топлива, в том числе и содержащие конденсированные включения (частицы), что обеспечивает надежность работы двигателя.
2
2
2
2. Высота стенки цилиндрического стакана h=(0.4÷0.6)R, разделяющего внешний и внутренний завихрители, позволяет организовать формирование устойчивого вихря как во внешнем, так и во внутреннем завихрителях. Расчетная оценка характеристик закрученного течения газа в цилиндрическом канале показала, что при высоте стенки цилиндрического стакана меньше 0.4R не обеспечивается устойчивость внутреннего вихря и формирование у него осевой составляющей скорости движения. При высоте стенки цилиндрического стакана, большей 0.6R, происходит уменьшение тангенциальной составляющей скорости из-за торможения вихря на стенке камеры завихрителя и увеличиваются вес и размеры камеры сгорания.
1
1
1
3. Сужение камеры сгорания до радиуса R, равного радиусу камеры внутреннего завихрителя, обеспечивает смещение внешнего вихря в сторону внутреннего, который под действием центробежных сил, после выхода из цилиндрического стакана, разделяющего завихрители, движется навстречу внешнему вихрю. Наложение вихрей друг на друга приводит к торможению тангенциальной составляющей скорости компонентов топлива и их интенсивному перемешиванию. При сужении камеры сгорания, меньшем, чем радиус камеры внутреннего завихрителя R, не происходит полное наложение вихрей и ухудшаются условия перемешивания компонентов топлива. При сужении камеры сгорания, большем, чем R, возможно «запирание» внешнего вихря в пространстве между стенками камеры сгорания и цилиндрического стакана внутреннего завихрителя, что ухудшает условия смешения компонентов топлива.
2
4. Расположение сужения камеры сгорания на расстоянии L=(1÷1.5)R от переднего днища камеры сгорания обеспечивает наибольшую эффективность работы двигателя. С увеличением этого расстояния увеличиваются габариты и масса двигателя, а с его уменьшением - уменьшается зона взаимодействия вихрей и, следовательно, ухудшаются условия перемешивания компонентов топлива.
5. Встречная закрутка газовых вихрей с одинаковой интенсивностью обеспечивает полное торможение тангенциальной составляющей скорости движения вихрей и компенсирует реактивную силу, возникающую при тангенциальном вводе компонентов топлива, которая может вызвать вращение двигателя.
Интенсивность закрутки тангенциального завихрителя определяется безразмерным параметром Хигира-Бэра [10]:
где R - радиус камеры закручивания;
ρ - плотность газа;
u - осевая составляющая скорости;
w - тангенциальная составляющая скорости;
r - текущий радиус.
1
1
Определим параметр Хигира-Бэра для внутреннего завихрителя. Предположим, что плотность ρ и осевая составляющая скорости газа u постоянны, а радиальное распределение тангенциальной составляющей скорости w(r) соответствует закону твердого тела [10]
1
1
где w - скорость газа, поступающего в камеру внутреннего завихрителя из тангенциальных каналов на радиусе R.
1
Проводя интегрирование (1) с учетом (2), для внутреннего завихрителя получим формулу для расчета Ф:
1
2
2
Для внешнего завихрителя интегрирование проводится от радиуса внутреннего завихрителя R (толщиной стенки цилиндрического стакана можно пренебречь) до радиуса внешнего завихрителя R. При этом вращение газа происходит в кольцевом канале и изменением тангенциальной скорости газа по радиусу можно пренебречь (w=const). Для внешнего завихрителя параметр Хигира-Бэра равен:
Выражая скорость газа через его расход G=ρuS (ρ - плотность газа, u - скорость газа; S - площадь проходного сечения), получим уравнения для компонент вектора скорости во внутреннем и внешнем завихрителях:
1
2
где S, S - площади входных тангенциальных каналов для внутреннего и внешнего завихрителей.
1
2
Интенсивность закрутки для обоих завихрителей должна быть одинаковой, поэтому, подставляя (5) в (3) и (4) и приравнивая значения параметров Хигира-Бэра (Ф=Ф), получим:
Величина массового расхода G связана с перепадом давления Δp на каналах ввода завихрителя соотношением [11]:
где φ - коэффициент расхода;
S - суммарная площадь входных тангенциальных каналов.
1
2
1
2
Полагая, что подача компонентов топлива в двигатель осуществляется при одинаковом значении перепада давления (Δp=Δp), а коэффициенты расходов входных каналов равны (φ=φ), из уравнения (7) можно получить отношение суммарных площадей входных каналов внешнего и внутреннего завихрителей:
Из соотношений (6) и (8) получим уравнение для определения отношения радиусов камер закручивания, обеспечивающего одинаковую интенсивность закрутки компонентов топлива при заданном перепаде давления:
2
1
Уравнение (9) преобразуется к кубическому уравнению относительно r=R/R.
<mrow><mi>C</mi><mo>=</mo><mn>0.75</mn><mfrac><mrow><msub><mi>G</mi><mn>2</mn></msub></mrow><mrow><msub><mi>G</mi><mn>1</mn></msub></mrow></mfrac><msqrt><mrow><mfrac><mrow><msub><mi>ρ</mi><mn>1</mn></msub></mrow><mrow><msub><mi>ρ</mi><mn>2</mn></msub></mrow></mfrac></mrow></msqrt></mrow>
где
- константа для конкретной топливной композиции.
Выбирая значения радиуса камеры завихрителя и суммарной площади тангенциальных каналов для одного компонента топлива, по формулам (8), (10) определяются соответствующие значения для камеры завихрителя второго компонента, обеспечивающие одинаковую интенсивность закрутки компонентов топлива.
1
2
2
2
1
Сущность изобретения поясняется схемой вихревого ракетного двигателя малой тяги на газообразном топливе, реализующей предложенное изобретение (фиг. 1). Ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1 и сопло 2. На фиг. 2 и фиг. 3 показаны сечения камер внутреннего 3 радиусом R и внешнего 4 радиусом R тангенциальных завихрителей, расположенных коаксиально. Завихрители 3 и 4 разделены цилиндрическим стаканом 5 высотой h=(0.4÷0.6)R. На переднем днище 6 камеры сгорания 1 расположены один или несколько пиротехнических воспламенителей (на фиг. 1 не показаны). Один из газообразных компонентов топлива подается по газопроводу 7 в коллектор 8 и через тангенциальные каналы 9 в камеру закручивания внутреннего завихрителя 3 (фиг. 2). Второй компонент топлива подается по газопроводу 10 в коллектор 11 и через тангенциальные каналы 12 в камеру закручивания внешнего завихрителя 4 (фиг. 3). Вращение газа в завихрителях направлено противоположно друг другу. Для обеспечения равномерности закрутки используются несколько тангенциальных каналов для подачи компонентов топлива. Камера сгорания 1 на расстоянии L=(1÷1.5)R от переднего днища сужается до радиуса R (фиг. 1). Отношение радиусов камер закручивания завихрителей 3 и 4 должно удовлетворять уравнению (10), а отношение суммарных площадей тангенциальных каналов 9 и 12 - соотношению (8).
Двигатель работает следующим образом. Газообразные горючее и окислитель подаются под давлением в камеру сгорания непосредственно из баков или из устройства газификации (на фиг. 1 не показаны). Например, окислитель подается по газопроводу 10 в коллектор 11 и через тангенциальные каналы 12 в камеру закручивания внешнего завихрителя 4, а горючее по газопроводу 7 поступает в коллектор 8 и через тангенциальные каналы 9 в камеру закручивания внутреннего завихрителя 3. Газообразный окислитель, двигаясь вдоль стенки камеры сгорания 1, смещается к оси камеры благодаря сужению камеры. Газообразное горючее, вращаясь в камере внутреннего завихрителя 3, движется в сторону сопла 2 вдоль стенки цилиндрического стакана 5 и, выходя из него, под действием центробежных сил смещается к стенке камеры сгорания 1, где взаимодействует с вихрем окислителя. Поскольку направления вращения окислителя и горючего противоположны, а интенсивности закрутки одинаковы, происходит торможение тангенциальной составляющей скорости вихрей и их интенсивное перемешивание. Перемешенные компоненты топлива либо самовоспламеняются (для самовоспламеняющихся компонентов), либо поджигаются пиротехническим воспламенителем. Двигатель выходит на стационарный режим работы. При необходимости может быть реализован режим многократного включения путем прерывания подачи компонентов топлива и повторного ее возобновления с последующим воспламенением топливной смеси.
Пример реализации
3
3
Приведем в качестве примера расчет вихревого ракетного двигателя малой тяги на газообразном топливе с тягой P=500 Н, работающего на газообразных метане и кислороде. Метан имеет молекулярную массу µ=16 г/моль и плотность ρ=0.668 кг/м при нормальных условиях. Для кислорода эти значения равны µ=64 г/моль и ρ=1.331 кг/м.
Химическая реакция горения метана в кислороде
4
2
2
2
CH+2O=CO+2HO
показывает, что на одну грамм-молекулу метана требуется 2 грамм-молекулы кислорода, или в массовом отношении - на 16 г метана требуется 64 г кислорода, т.е. стехиометрический коэффициент равен 4. Величину тяги двигателя можно оценить из соотношения [2]:
P=G·I,
где G - массовый секундный расход топлива; I - удельный импульс тяги. Для рассматриваемой топливной смеси (метан + кислород) удельный импульс тяги, рассчитанный по программной системе TERRA, равен I=388 м/с. Тогда расход топлива для двигателя тягой P=500 Н равен:
Для стехиометрической смеси расход окислителя будет составлять 1.032 кг/с, а горючего - 0.258 кг/с.
Вариант 1
1
1
2
2
3
3
Окислитель подается во внешний завихритель, а горючее - во внутренний. При этом G=0.258 кг/с, ρ=0.668 кг/м, a G=1.032 кг/с, ρ=1.331 кг/м.
Подставляя эти значения в формулу (10), определим константу С:
1
Из графического решения уравнения (10) находим значение r (фиг. 4):
2
1
Примем радиус камеры сгорания R=40 мм, тогда значение R=24 мм.
1
При заданном перепаде давления на каналах 9 и 12 тангенциальных завихрителей Δp=1 МПа по формуле (7) определим суммарную площадь входных каналов (коэффициент расхода примем равным φ=0.85):
1
Пусть внутренний завихритель имеет n=6 тангенциальных каналов, тогда диаметр одного канала будет равен:
Из соотношения (8) определяем суммарную площадь отверстий тангенциальных каналов для внешнего завихрителя:
1
Пусть внешний завихритель имеет n=12 тангенциальных каналов, тогда диаметр одного канала будет равен:
2
1
2
Рассчитанный в соответствии с изобретением вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе имеет внешний завихритель с камерой закручивания диаметром 80 мм и 12-ю тангенциальными каналами диаметром 8.9 мм, внутренний завихритель с камерой диаметром 48 мм и 6-ю тангенциальными каналами диаметром 7.5 мм. Завихрители разделены цилиндрическим стаканом высотой h=0.5R=20 мм, а сама камера сгорания сужается до диаметра D=2R=48 мм на расстоянии, равном l=1.2R=48 мм от заднего днища.
Вариант 2
1
1
2
2
3
3
Горючее подается во внешний завихритель, а окислитель - во внутренний завихритель. При этом G=1.032 кг/с, ρ=1.331 кг/м, a G=0.258 кг/с, ρ=0.668 кг/м.
Подставляя эти значения в формулу (10), определим константу С:
2
Из графического решения уравнения (10) находим значение r (фиг. 4):
2
1
1
Выбирая то же значение R=40 мм для камеры закручивания внешнего завихрителя, для R получим R=36.7 мм.
2
1
2
Поскольку расходы компонентов топлива не меняются, суммарные площади отверстий подачи, их количество и диаметры останутся теми же самыми. Рассчитанный в соответствии с изобретением двигатель при подаче окислителя во внутренний завихритель имеет внешний завихритель с камерой диаметром 80 мм и 6-ю тангенциальными каналами диаметром 7.5 мм, внутренний завихритель с камерой диаметром 73.4 мм и 12-ю тангенциальными каналами диаметром 8.9 мм. Завихрители разделены цилиндрическим стаканом высотой h=0.5R=20 мм, а сама камера сгорания сужается до диаметра D=2R=73 мм на расстоянии, равном l=1.2R=48 мм от заднего днища.
Таким образом, заявляемый вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе обеспечивает достижение технического результата изобретения - надежную работу с любыми газообразными топливными композициями, высокие энерготяговые характеристики за счет повышения полноты сгорания при интенсивном перемешивании горючего и окислителя во встречных закрученных потоках, а также компенсацию реактивной силы, вызывающей нежелательное вращение двигателя.
ЛИТЕРАТУРА
1. Гришин С.Д., Кокорин В.В., Харламов Н.П. Теоретические основы создания двигательных установок для управления космическими аппаратами. М.: Машиностроение, 1985. - 192 с.
2. Мелькумов Т.М., Мелик-Пашаев Н.И., Чистяков П.Г., Шиуков А.Г. Ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1976. - 400 с.
3. Белоконов И.В., Круглов Г.Е., Трушляков В.И., Юдинцев В.В. Оценка возможности управляемого схода с орбиты верхней ступени РН "Союз" за счет использования остатков топлива в баках. // Всероссийская научно-техническая конференция "Актуальные проблемы ракетно-космической техники и ее роль в устойчивом социально-экономическом развитии общества", посвященная 50-летию образования ЦСКБ и 90-летию со дня рождения Д.И. Козлова. Самара. 2009. - С. 68-72.
4. Патент РФ №2192556 С2, МПК F02K 9/56, F02K 9/52. Способ организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги / Казанкин Ф.А., Кутуев Р.Х., Ларин Е.Г., Мезенин П.Б.; опубл. 10.11.2002 г.
5. Патент РФ №2183761 С2, МПК F02K 9/62, F02K 9/95. Жидкостной ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного двигателя малой тяги / Весноватов А.Г., Барсуков О.А.; опубл. 20.06.2002 г.
6. Патент РФ №2300007 С1, МПК F02K 9/62. Вихревой ракетный двигатель / Тимошенко И.К.; опубл. 27.05.2007 г.
7. Патент РФ №2397355, МПК F02K 9/62, F02K 9/95. Способ организации рабочего процесса ракетного двигателя малой тяги / Кутуев Р.Х.; опубл. 20.08.2010 г.
8. Патент РФ №2217620, МПК F02K 9/62, F02K 9/52. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги / Иванов В.Н.; опубл. 27.11.2003 г.
9. Патент РФ №2488712 С2, МПК F02K 9/62. Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе / Архипов В.А., Борисов Б.В., Жуков А.С., Бондарчук С.С., Куденцов В.Ю., Трушляков В.И.; опубл. 27.07.2013 г.
10. Гупта А., Лилли Д., Сайред Н. Закрученные потоки. - М.: Мир, 1987. - 588 с.
11. Кремлевский П.П. Расходомеры и счетчики количества. - Л: Машиностроение, 1989. - 701 с.