Патент на изобретение №2183283
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) МАРШЕВЫЙ ПУЛЬСИРУЮЩИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(57) Реферат: Маршевый пульсирующий ракетный двигатель содержит блок камер сгорания, каждая из которых имеет форсунки для подачи топлива, и сопло Лаваля. Двигатель выполнен работающим на самовоспламеняющемся топливе. Блок камер сгорания, имеющий возможность выдерживать давление до 1000 атм, выполнен в виде единой конструкции, состоящей из двух плит, формирующих камеры сгорания с соплами и скрепленных между собой через жаропрочную прокладку болтовыми соединениями, и имеющий возможность накапливать избыточное тепло. Камеры сгорания выполнены шарообразными, в них установлены форсунки для подачи топлива. Форсунки связаны с установленными на верхней плите блока электронными инжекторными агрегатами. В нижней плите расположены сопла Лаваля каждой камеры. Две противоположно расположенные камеры имеют тангенциальные сопла, позволяющие управлять положением двигателя. Площадь внутренней поверхности камеры сгорания в 500 раз превышает площадь критического сечения сопла. 1 з. п.ф-лы, 2 ил. Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигательным установкам. Следует отметить, что с момента зарождения ракетной техники, ее основоположники К. Э. Циолковский и Ю.В. Кондратюк представляли ракетный двигатель как двигатель взрывного (пульсирующего) типа, когда высокое давление в камере достигается путем периодической подачи в нее между рабочими циклами необходимых порций топлива. Из патента Франции 2149313, МПК F 02 K 7/02, 1973 известен маршевый пульсирующий ракетный двигатель, содержащий блок камер сгорания, каждая из которых выполнена с форсунками для подачи горючего, и сопло Лаваля. Недостатком известного двигателя является невозможность достижения сверхвысоких давлений в камере сгорания. Задачей изобретения является создание условий для получения сверхвысоких давлений в камере сгорания. Задача изобретения решается путем совмещения многих пульсирующих камер сгорания в едином блоке и работающих при сверхвысоком давлении, а именно тем, что маршевый пульсирующий ракетный двигатель, содержащий блок камер сгорания, каждая из которых выполнена с форсунками для подачи горючего, и сопло Лаваля, выполнен работающим на самовоспламеняющемся топливе, блок камер сгорания, имеющий возможность выдерживать давление до 1000 атм, выполнен в виде единой конструкции, состоящей из двух плит, формирующих камеры сгорания с соплами и скрепленных между собой через жаропрочную прокладку болтовыми соединениями, и имеющий возможность накапливать избыточное тепло, камеры сгорания выполнены шарообразными, в них установлены форсунки для подачи топлива, при этом форсунки связаны с установленными на верхней плите блока электронными инжекторными агрегатами, в нижней плите расположены сопла Лаваля каждой камеры, две противоположно расположенные камеры имеют тангенциальные сопла, позволяющие управлять положением двигателя по крену, причем площадь внутренней поверхности камеры сгорания в 5000 раз превышает площадь критического сечения сопла, при этом блок камер сгорания имеет внутренние проходы для окислителя, имеющие возможность охлаждать блок при длительной работе. На фиг.1 изображен общий вид двигателя. На фиг.2 изображено сечение по А-А на фиг.1. Двигатель выполнен в виде единой конструкции, состоящей из двух плит 1 и 2, изготовленных толстостенными из жаропрочной стали и скрепленных между собой болтовыми соединениями 3 через жаропрочную прокладку 4. Скрепленные плиты 1, 2 образуют блок камер сгорания 5, работающий при сверхвысоком (до 1000 атм) давлении. Каждая камера сгорания имеет форсунки для подачи топлива (горючего 7 и окислителя 8) с помощью электронных инжекторных агрегатов 9, установленных на верхней плите 2, и сопло Лаваля 6 – в нижней плите 1. Двигатель работает на самовоспламеняющемся топливе, состоящем из окислителя (азотной кислоты 82,8 мас.%) и горючего (смеси 50-50% ксилидина СС8Н11N и триэтиламина С6Н15N). Компоненты топлива по трубопроводам 10, 11 соответственно горючего и окислителя подаются в электронные инжекторные агрегаты 9 из топливных баков (не показаны) под давлением, образующимся за счет ускоренного движения ракеты. Две противоположно расположенные камеры сгорания 5 имеют тангенциальные сопла 13 с клапанами 12 и используются для управления положением двигателя по крену. Управление по рысканию и тангажу осуществления путем отключения соответствующих групп камер сгорания 5. Площадь внутренней поверхности камер сгорания 5 в 500 раз превышает площадь критического сечения сопла Лаваля 6. Принцип работы двигателя рассмотрим на примере. Брали плиты 1 и 2, которые скрепляли болтовыми соединениями 3. При этом внутри плит 1, 2 образовывали 9 камер сгорания 5 объемом по одному литру каждая и сопла Лаваля 6 с площадью критического сечения 1 см2. В камеры сгорания 5 с помощью электронных инжекторных агрегатов 9 впрыскивали с частотой 5 Гц порции самовоспламеняющегося топлива, причем каждая порция массой 100 г практически мгновенно поднимала давление в каждой камере сгорания до 1000 атм. Процесс истечения образовавшихся газов обеспечивали в квазистационарном режиме при продолжительности 0,2 сек с учетом времени задержки самовоспламенения компонентов топлива (25 мсек), при этом максимальную пиковую тягу девятикамерного двигателя поднимали до 10 тонн при средней тяге 5 тонн. Применяют такой двигатель для переброски больших грузов (до 1 тонны) малогабаритными ракетами на расстояние до 50 км, при этом время работы двигателя не превосходит одной минуты, а сам двигатель в этом случае не охлаждают, так как теплоемкости металла достаточно для съема тепла при пульсирующем режиме работы. Формула изобретения
РИСУНКИ
MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 17.05.2003
Извещение опубликовано: 10.03.2005 БИ: 07/2005
|
||||||||||||||||||||||||||
