Ракетна двигунна установка на пастоподібному паливі з детонаційною швидкістю спалювання палива

1. Ракетна двигунна установка на пастоподібному паливі з детонаційною швидкістю спалювання палива, що містить в собі бак з пастоподібним паливом, витисну систему подавання його до камери згоряння через постачально-розподільну головку, камеру згоряння, сопловий блок для організації потоку продуктів згоряння, систему регулювання витрат палива до камери згоряння, систему багаторазового запуску та виключення двигуна, яка відрізняється тим, що містить камеру детонаційного згоряння палива, яка має форму циліндричної оболонки довжиною близько третини діаметра камери згоряння, надзвукове сопло, що виготовлено у вигляді конусоподібної оболонки довжиною близько третини діаметра камери згоряння, з'єднаної малим діаметром з камерою детонаційного згоряння палива, та постачальнорозподільну головку, виготовлену у вигляді стільникової конструкції з системою імпульсного подавання порцій палива (дисковий або стрічковий механізм), через яку імпульсно подається паливо до камери згоряння, при цьому, у складі системи імпульсного подавання порцій палива виготовлено систему послідовного ініціювання детонації порцій палива, а постачально-розподільна головка, з однієї сторони, з'єднана з нижнім днищем корпусу паливного бака, з іншої сторони, з'єднана з циліндричною оболонкою камери згоряння. 2. Ракетна двигунна установка по п. 1, яка відрізняється тим, що система імпульсного подавання окремими порціями пастоподібного палива має систему регулювання секундних витрат палива шляхом зміни частоти подавання дозованих порцій палива. 3. Ракетна двигунна установка по пп. 1, 2, яка відрізняється тим, що надзвукове сопло з'єднано шарнірним вузлом з циліндричною оболонкою камери згоряння і з приводами для його хитання. UA (21) a201010868 (22) 09.09.2010 (24) 10.05.2011 (46) 10.05.2011, Бюл.№ 9, 2011 р. (72) КОВАЛЕНКО МИКОЛА ДМИТРОВИЧ, КІРІЧЕНКО ОЛЕКСАНДР ОЛЕГОВИЧ (73) ІНСТИТУТ ТЕХНІЧНОЇ МЕХАНІКИ НАЦІОНАЛЬНОЇ АКАДЕМІЇ НАУК УКРАЇНИ І НАЦІОНАЛЬНОГО КОСМІЧНОГО АГЕНТСТВА УКРАЇНИ (56) Иванченко А. Н. Состояние разработки дросселируемых ракетных двигательных установок на унитарном пастообразном топливе / А. Н. Иванченко, С. Г. Бондаренко // Проблемы высокотемпературной техники. Днепропетровск: РИО ДНУ, 2008. - С. 40-50. Иванченко А. Н. Особенности ракетной двигательной установки на пастообразном топливе / А. Н. Иванченко // Космическая наука и технология. 1999. - Т. 5. - 4. - С. 1-10. RU 42269 U1, 27.11.2004 UA 24169 U, 25.06.2007 UA 21243 U, 15.03.2007 UA 69765 C2, 15.12.2006 DE 1959282 A1, 03.06.1971 WO 0156880 A1, 09.08.2001 US 4796839 A, 10.01.1989 GB 2418242 A, 22.03.2006 Кукушкин В. И. Состояние и перспективы разработки РДТТ / В. И. Кукушкин // АІАА Рар. - 1992. 3872. - С. 9. Коваленко Н. Д. Детонационный ракетный двигатель на твердом топливе / Н. Д. Коваленко и др. // Труды постоянно действующего научнотехнического семинара. - Саратов: СВВКИУ, 1988. - С. 52. Шевченко К. М. Пастообразные топлива / К. М. Шевченко, А. Ф. Курочкин // Сб. тез. 3-й Открытой конференции молодых ученых по высокомолекулярным соединениям ВМС - 2008, 13-16 мая 2008 г. - Киев: ИХВС НАНУ, 2008. - С. 62. 2 (19) 1 3 Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний як двигунна установка верхніх ступенів ракет, розгінних блоків та космічних апаратів. Відомі ракетні двигунні установки (далі - РДУ) на пастоподібному паливі (далі - РДУПП), зокрема [1, 2, 3], які в залежності від призначення відрізняються між собою складом, конструктивнокомпонувальними схемами основних складових частин та двигунної установки в цілому, типом та характеристиками палива. Найбільш близьким для визначеного призначення є РДУ на унітарному пастоподібному паливі [2], що містить в собі бак з пастоподібним паливом (фіг.1), систему витиснення та регулювання витрат палива з бака до камери згоряння, камеру двигуна з великим ступенем розширення сопла, систему запалювання палива, елементи регулювання та управління режимами роботи двигунної установки. Недоліком відомих РДУПП є те, що вони мають складну конструкцію двигуна, усі складові якого, а саме: камера згоряння з фільєрною головкою, система запалювання пастоподібного палива, сопловий блок та елементи корпусу камери, працюють у надзвичайно напружених умовах, зокрема, 2 при високому тиску (~50 кгс/см ), високій температурі (до 3200 К) продуктів згоряння палива, при високих дозвукових і надзвукових швидкостях потоку; він має складну систему регулювання та управління робочими процесами. В зв'язку з цим зазначений двигун має відносно великі габарити та відповідно велику масу конструкції, він надзвичайно складний у виготовленні та відпрацюванні. Відомі також ракетні двигуни з детонаційною швидкістюспалювання палива (далі - РДД) [1, 4, 5] і, зокрема, камери з детонаційним згорянням газоподібних, рідинних і твердих палив. Переважна більшість відомих детонаційних двигунів працює в одно- або багатоімпульсному режимі. Для створення тривалого імпульсу тяги та для багаторазового включення двигуна стає необхідним використання двигунів, працюючих у циклічному режимі. Так, імпульсні РДД на газоподібному паливі, які використовують як окислюючий компонент атмосферний кисень, непридатні для використання на верхніх ступенях ракет або на розгінних блоках космічних апаратів. Відомі імпульсні РДД на рідинних компонентах палива (працюючих на кисні та водні) складні за схемою, конструкцією, системою запалювання суміші при роботі в циклічному режимі. Значно простішими по кожному із зазначених аспектів є детонаційні ракетні двигуни на твердому паливі (далі - ДРДТП). Відомі одноімпульсні ДРДТП прості за схемою та конструкцією, але можуть успішно виконувати тільки деякі задачі управління і стабілізації польоту літального апарата шляхом створення коротких одноразових імпульсів. Для більш складних задач необхідно забезпечити більш тривалий імпульс тяги та багаторазове включення двигуна. Це може бути реалізовано в ДРДТП, які працюють в циклічному (частотному) режимі. Для такого типу ДРДТП стає занадто склад 94560 4 ною проблема подавання твердого палива в камеру детонаційного згоряння з забезпеченням необхідної частоти імпульсів тяги. Відомі на цей час виконані або такі, що розробляються багатьма винахідниками, різні механічні системи високочастотного (до 50-100 Гц) подавання в камеру та ініціювання в ній детонації окремих порцій палива залишаються складними і мало придатними для широкого практичного використання. Більш перспективний напрямок вирішення проблем по створенню ДРДТП передбачає розташування палива безпосередньо в детонаційній камері шляхом створення спеціальної конструкції заряду (шнурового, стрічкового, сотового та ін.), а також системи послідовного ініціювання окремих порцій або частин палива. Незважаючи на значні переваги детонаційних ракетних двигунних установок твердого палива у виділеній сфері застосування, вони залишаються складними в частині забезпечення двигуна компонентами палива та подавання його до камери для детонаційного згоряння. Виходячи з цього, особливий інтерес має використання як палива для детонаційного двигуна унітарного пастоподібного палива, що використовується у відомих РДУПП. Найбільший інтерес мають РДУПП на унітарному паливі, що виготовляється по технології, відпрацьованій при виготовленні твердих палив для сучасних ракетних двигунів. Як зазначено в [1, 2, 6], таке пастоподібне паливо є проміжним продуктом виробництва сумішевих твердих палив на етапі його формування в заряд та до його затвердіння. Таке пастоподібне паливо має високий енергетичний потенціал та високу густину, особливо при його металізації. Крім того, в [1] відзначаються наступні переваги: 1 - можливість безпосередньо змінювати витрату палива до камери і таким чином регулювати осьову тягу двигуна у широкому діапазоні; 2 - можливість заповнити паливом увесь вільний об'єм паливного бака; 3 - можливість гнучкої зміни складу палива та його характеристик. Беручи до уваги те, що основні компоненти палива схильні до детонації, є підстави вважати за можливе виготовити безпечне у застосуванні пастоподібне паливо, згоряння якого буде легко переходити в детонаційне від теплового, електричного або світлового ініціювання. Найбільш близьким аналогом (прототипом винаходу) вибрано ракетну двигунну установку на пастоподібному паливі, описану в [2, рис. 7]. До загальних істотних ознак прототипу та двигунної установки, що заявляється, ставиться те, що вона заправлена пастоподібним паливом і містить в собі витисну систему подавання його до камери згоряння через постачально-розподільну головку, камеру згоряння, сопловий блок для організації потоку продуктів згоряння, систему регулювання витрат палива до камери згоряння, систему багаторазового запуску та виключення двигуна. 5 94560 6 Недоліком двигунної установки-прототипу є те, водами для його хитання. що вона має складну камеру згоряння та великі Фіг.1 - загальний вид РДУ на унітарному пасгабарити і масу соплового блока. топодібному паливі - прототипу. В основу винаходу поставлено задачу удоскоОстання містить в собі витисну систему поданалення двигунної установки за рахунок сукупного вання палива до камери згоряння 1 через постазастосування більш ефективних відомих схемних чально-розподільну головку з фільєрами 3, бак 2, та конструктивних рішень для двигуна в цілому та камеру згоряння 4, сопловий блок 5 для організації його складових частин. Поставлена задача виріпотоку продуктів згоряння, систему регулювання шується тим, що використовуються нижче подані витрат палива до камери згоряння 6, систему баваріанти конструкції камери двигуна та системи гаторазового запуску та виключення двигуна (відподавання і регулювання витрат палива до камери січний клапан 7, пусковий газогенератор 8). згоряння: Суть винаходу пояснюється кресленням на - із складу двигуна-прототипу вилучено камеру фіг.2, де зображено схему ракетної двигунної дефлаграційного згоряння пастоподібного палива, установки на пастоподібному паливі з детонаційяка має постачально-розподільну головку з фільєною швидкістю спалювання палива, яка містить в рами, через яку паливо подається до камери згособі камеру детонаційного згоряння палива 1 з ряння, з'єднану, з однієї сторони, з нижнім днищем постачально-розподільною головкою 2, систему корпусу паливного баку, з іншої, з'єднану з циліндзапуску 3 камери (ініціювання детонації), бак з паричною частиною корпусу камери двигуна, яка має стоподібним паливом 6, витисну систему 7 подасопло, що виготовлено у класичній формі сопла вання його до камери згоряння, надзвукове сопло Лаваля (дозвукова і надзвукова частини); замість 4 та механічну систему його хитання з метою ревилученої камери з соплом Лаваля встановлено гулювання вектора тяги, яка має у своєму складі одну з відомих камер детонаційного згоряння пашарнірний вузол 5 та приводи для хитання сопла лива, яка має надзвукове сопло, постачально(не показано). розподільну головку, через яку імпульсно подаєтьКамера детонаційного згоряння палива 1 має ся паливо до камери згоряння; головка, з однієї форму циліндричної оболонки 8 довжиною близьсторони, з'єднана з нижнім днищем корпусу палико третини діаметра камери згоряння, а постачавного бака, з іншої сторони, з'єднана з циліндричльно-розподільну головку 2 виготовлено у вигляді ною оболонкою камери двигуна; стільникової конструкції з системою імпульсного - замість використаного у прототипі пристрою подавання порцій палива (дисковий або стрічковий безперервного подавання та плавного регулюванмеханізм) (не показано), через яку імпульсно поня витрат палива встановлено систему імпульснодається паливо до камери згоряння, при цьому, у го подавання окремими порціями пастоподібного складі системи імпульсного подавання порцій папалива; лива виготовлено систему послідовного ініціюван- із складу двигуна вилучено систему дефлагня детонації порцій палива (не показано). раційного запалювання пастоподібного палива, що Постачально-розподільна головка 2, з однієї подається до камери згоряння в період запуску сторони, з'єднана з нижнім днищем корпусу палидвигуна, наприклад, пускового порохового газогевного бака 6, а з іншої сторони, з'єднана з цилінднератора двигунної установки-прототипу, при цьоричною оболонкою камери згоряння 8. му в головці камери детонаційного згоряння палиНадзвукове сопло 4 камери двигуна виготовва у складі системи імпульсного подавання порцій лено у вигляді конусоподібної оболонки довжиною палива виготовлено систему послідовного ініціюблизько третини діаметра камери згоряння, з'єдвання (наприклад, теплового, електричного, механаної малим діаметром з камерою детонаційного нічного або лазерного) детонації порцій палива, згоряння палива 1. що надходять до камери згоряння; У складі системи імпульсного подавання - з метою підвищення економічності двигуна, окремими порціями пастоподібного палива застонадзвукове сопло камери двигуна виготовлено за совано систему регулювання секундних витрат відомою класичною схемою у вигляді конусоподібпалива (не показано) шляхом зміни частоти поданої оболонки довжиною біля третини діаметра вання дозованих порцій палива. камери згоряння, з'єднаної малим діаметром з Надзвукове сопло з'єднано шарнірним вузлом камерою детонаційного згоряння палива, яка виго5 з циліндричною оболонкою 8 камери згоряння і з товлена у вигляді циліндричної оболонки тієї ж приводами для його хитання (не показано). довжини; Пристрій працює таким чином. Під час запуску - постачально-розподільна головка камери дедвигуна включається витисна система 7 паливного тонаційного згоряння виготовлена у вигляді стільбака 6 двигуна, під тиском газу наддуву пастоподіникової конструкції з системою імпульсного подабне паливо подається в постачально-розподільну вання порцій палива (дисковий або стрічковий головку 2, яка містить в собі керовані механізми механізм) до камери. подавання порцій пастоподібного палива в одну Система імпульсного подавання окремими або декілька, або сукупність форкамер (типу стільпорціями пастоподібного палива має у своєму никових елементів), які відкриті в простір камери складі систему регулювання секундних витрат згоряння та ізольовані від бака з паливом. Однопалива (а значить, і імпульсу тяги двигуна) шляхом часно з подаванням палива у форкамери подаєтьзміни частоти подавання дозованих порцій палива. ся імпульс для послідовної або одночасної детоЗ метою регулювання вектора тяги двигуна нації порцій палива. В період детонації спрацьовує надзвукове сопло з'єднано шарнірним вузлом з перезарядний механізм і подає до камери нові циліндричною оболонкою камери згоряння і з припорції палива, які аналогічно детонують і процес 7 94560 8 продовжується з частотою, яку забезпечує мехазработки РДТТ / В. И. Кукушкин // АІАА Рар. - 1992. нізм подавання палива (50-150 Гц). Для регулю- № 3872. - С.9. вання тяги змінюється частота подавання палива 2. Иванченко А.Н. Состояние разработки в камеру згоряння двигуна. При виключенні двигудросселируемых ракетных двигательных устанона (обнулюванні тяги) вимикається витисна систевок на унитарном пастообразном топливе / А. Н. ма двигуна та вимикається механізм подавання Иванченко, С. Г. Бондаренко // Проблемы высокопалива до камери. температурной техники. - Днепропетровск: РИО Для регулювання вектора тяги двигуна після ДНУ, 2008. - С.40-50. його запуску вмикаються бортові джерела енергії 3. Иванченко А.Н. Особенности ракетной двита приводи хитання надзвукового сопла, таким гательной установки на пастообразном топливе / чином, створюються бокові керуючі сили по тангаА. Н. Иванченко // Космическая наука и техноложу і курсу. При вимиканні двигуна автоматично гия. - 1999. - Т.5. - № 4. - С. 1-10. вимикаються приводи та їх джерела енергії. 4. Импульсные детонационные двигатели / Великі переваги такого двигуна полягають в Под ред. С.М. Фролова. - М: ТОРУС ПРЕСС. тому, що він не потребує високого тиску в палив2006. - 592с. ному баці і, таким чином, потребує невеликого 5. Коваленко Н.Д. Детонационный ракетный запасу газу для наддуву. В таких умовах доцільно двигатель на твѐрдом топливе / Н.Д. Коваленко и використовувати "холодну" систему наддуву палидр. // Труды постоянно действующего научновного бака і забезпечити більш економні витрати технического семинара. - Саратов: СВВКИУ, 1988. газу, необхідні для функціонування двигуна. - С.52. В такій двигунній установці різко спрощується 6. Шевченко К.М. Пастообразные топлива / конструкція систем зберігання і споживання палиК.М. Шевченко, А.Ф. Курочкин // Сб. тез. 3-й Отква, різко зменшується маса конструкції двигунної рытой конференции молодых учѐных по высокоустановки, термін та вартість її відпрацювання. молекулярным соединениям "ВМС - 2008", 13-16 Джерела інформації: мая 2008 г. - Киев: ИХВС НАНУ, 2008. - С.62. 1. Кукушкин В.И. Состояние и перспективы ра 9 Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська 94560 Підписне 10 Тираж 24 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601