способ зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя и устройство для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя, основанный на заполнении камеры свечи топливом в составе горючего и окислителя и его зажигании с помощью вспомогательного источника энергии, отличающийся тем, что горючее и окислитель подают в камеру свечи раздельно, а в качестве вспомогательного источника энергии используют импульсный лазер, энергию которого направляют с фокусировкой на топливную смесь в объеме камеры свечи, где в реакционной зоне создают объемный электрический разряд и поджигают топливную смесь, из которой формируют в процессе горения плазменный факел из камеры свечи в камеру сгорания двигателя и поджигают им топливную смесь в камере сгорания двигателя.

2. Устройство для осуществления способа зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя, содержащее трубопроводы для подачи в нее горючего и окислителя и связанную с камерой сгорания двигателя камеру свечи с вспомогательным источником энергии, отличающееся тем, что в нем вспомогательный источник энергии выполнен на основе импульсного лазера, оптический выход которого соединен со входом камеры свечи по световоду, при этом лазерный луч направлен через установленную в камере свечи фокусирующую линзу в реакционную зону вблизи фокуса линзы, причем камера свечи снабжена расположенными вблизи реакционной зоны автономными вводами для горючего и окислителя, которые связаны с соответствующими трубопроводами для подачи горючего и окислителя в камеру сгорания двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для многократного запуска жидкостных и газовых ракетных двигателей (ЖРД и ГРД) в условиях их эксплуатации на космических аппаратах (КА) и орбитальных пилотируемых космических станциях (ОПС) и при отработке двигателей в стендовых условиях. Изобретение может быть использовано также в системах зажигания топливной смеси в двигателях внутреннего сгорания (ДВС) наземного транспорта и в газотурбинных установках (ГТУ) в авиации.

В настоящее время в развитых странах мира ведутся интенсивные работы по снижению стоимости выведения полезных нагрузок в космос, многоразовости использования носителей, увеличению перемещений полезных нагрузок в космосе за счет многоразовости включения ракетных двигателей. Одним из главных направлений при создании таких двигателей является разработка надежной многоразовой системы воспламенения несамовоспламеняющихся компонентов топлива. Поиск новых принципов воспламенения топлива в ЖРД является весьма актуальным. Поэтому создание надежной системы лазерного поджига компонентов топлива в камерах сгорания космического двигателя позволит обеспечить прорыв в этом направлении. Такие системы могут быть созданы на базе существенной переработки известных систем поджига в авиационных ГТУ и в ДВС наземного транспорта.

В настоящее время в ДВС и ГТУ получили распространение низковольтные полупроводниковые системы зажигания (см., например, [1]), которые можно рассматривать как аналоги заявляемых технических решений.

Однако полезная для авиации и наземного транспорта низковольтность в рассматриваемом случае космических двигателей оказывается неэффективной для зажигания ракетных топлив.

Наиболее близким по технической сути аналогом является "Способ зажигания топливной смеси" по А.с. СССР №1778842, Н01T 13/00 (опубликован 30.11.1992 г. в Бюллетене изобретений №44 [2]), который может быть выбран в качестве прототипа.

Сущность изобретения по А.с. СССР №1778842 состоит в том, что камеру свечи зажигания топливной смеси в ДВС, работающем на легком топливе, заполняют зарядом топливной смеси, создают на электродах свечи искровой разряд в две стадии. На первой стадии подают высоковольтный короткий импульс и обеспечивают пробой межэлектродного промежутка, на второй стадии подают низковольтный сильноточный импульс и обеспечивают воспламенение топливной смеси в камере свечи. В результате топливная смесь в камере сгорания двигателя будет воспламеняться от потока горячих газов, совокупно образованного от энергии сгорания топливной смеси в камере свечи и энергии сильноточного разряда между электродами свечи зажигания.

Недостатком способа-прототипа является то, что он не может обеспечить надежного воспламенения ракетных топливных смесей из-за низковольтности сформированного электрического разряда и малого объема сжигаемой в камере свечи топливной смеси.

Задачей изобретения является обеспечение надежного воспламенения ракетных топливных смесей в натурных условиях их эксплуатации в космосе в вакууме и при низких температурах.

Для решения поставленной задачи в способе зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя, основанном на заполнении камеры свечи топливом в составе горючего и окислителя и его зажигании с помощью вспомогательного источника энергии, горючее и окислитель подают в камеру свечи раздельно. В качестве вспомогательного источника энергии используют импульсный лазер, энергию которого направляют с фокусировкой на топливную смесь в объеме камеры свечи, где в реакционной зоне создают объемный электрический разряд и поджигают топливную смесь, из которой формируют в процессе горения плазменный факел из камеры свечи в камеру сгорания двигателя и поджигают им топливную смесь в камере сгорания двигателя.

В качестве прототипа предлагаемого устройства для осуществления способа зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя выбрано устройство для осуществления способа по А.с. СССР №1778842 (прототип заявляемого способа), где используют низковольтную свечу зажигания, которая состоит из металлического корпуса, размещенного в нем изолятора, центрального электрода и массового электрода. Внутри корпуса размещена камера свечи, состоящая из буферной и разрядной полостей. Разрядная полость имеет полупроводниковую вставку, облегчающую искровой пробой между электродами. Кроме того, на свече зажигания размещена катушка зажигания, обмотки которой электрически связаны с электродами свечи и двумя конденсаторными накопителями энергии.

Разряд накопительного конденсатора в первичной цепи через тиристор и первичную обмотку катушки зажигания обеспечивает ионизацию и пробой межэлектродного промежутка свечи, а также зажигание топливной смеси в камере свечи. В результате снижения электрического сопротивления после пробоя обеспечивается подключение дополнительного источника энергии, накопленной во втором конденсаторе, сильноточный разряд которого дополнительно разогревает топливную смесь в камере свечи и обеспечивает выбрасывание потока горячих газов из камеры свечи в камеру сгорания двигателя, обеспечивая зажигание топливной смеси в камере сгорания двигателя.

Таким образом, топливная смесь в камере сгорания двигателя будет воспламеняться потоком горячих газов, формируемым в камере свечи в процессе совокупного выделения энергии при разряде накопительных конденсаторов при условии, что они обеспечили зажигание топливной смеси в камере свечи.

Однако из приведенных выше разъяснений следует, что при низких напряжениях конденсатор не может накопить, а потом выделить эффективно при искровом электрическом разряде энергию в топливную смесь в камере свечи для надежного зажигания топлива в ракетных двигателях при их длительном функционировании в натурных условиях эксплуатации.

Задачей при создании устройства осуществления вышеизложенного заявляемого способа зажигания топливной смеси является обеспечение надежного воспламенения топливной смеси в ракетных двигателях в натурных условиях их эксплуатации.

Для решения поставленной задачи в устройстве для осуществления способа зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя, содержащем камеру свечи с выходом в камеру сгорания двигателя с трубопроводами для подачи в нее горючего и окислителя, а также вспомогательный источник энергии, этот вспомогательный источник энергии выполнен на основе импульсного лазера, оптический выход которого соединен со входом камеры свечи по световоду, по которому лазерный луч через установленную в камере свечи фокусирующую линзу направлен в реакционную зону вблизи фокуса линзы. Камера свечи снабжена расположенными вблизи реакционной зоны автономными вводами для горючего и окислителя, которые связаны с соответствующими трубопроводами для подачи горючего и окислителя в камеру сгорания двигателя.

Таким образом, комплексное решение технической задачи сформулировано в способе зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя и в устройстве его осуществления.

Предлагаемые способ зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя и устройство для его осуществления иллюстрируют следующие графические материалы:

- на фиг.1 представлена функциональная схема ЖРД с системой подачи двухкомпонентного топлива;

- на фиг.2 представлена конструктивная схема оптического устройства;

- на фиг.3 представлена конструктивная схема запальника.

В ЖРД входят головка 1 с форсунками для подачи окислителя и горючего, камера сгорания 2 и сопло 3, для охлаждения которых горючее поступает в форсунку через рубашку охлаждения 4. К головке 1 подсоединено лазерное устройство зажигания топливной смеси, состоящее из поджигающего устройства 5 и подключенного через световод 6 импульсного лазера 7.

Топливо в камеру сгорания ЖРД подается из бака хранения горючего 8 и из бака хранения окислителя 9 при срабатывании органов автоматики 10 по трубопроводам 11 (окислитель) и 12 (горючее), от которых есть отводы 13 (окислитель) и 14 (горючее) к поджигающему устройству 5.

В ЖРД применена вытеснительная система подачи газа из аккумулятора давления 15 через пусковой клапан 16 и редуктора давления 17. Поджигающее устройство 5 включает в себя оптическое устройство 18, установленное в запальник 19. Для этого корпус 20 оптического устройства конструктивно выполняется идентично корпусу электрической свечи зажигания. В корпусе 20 размещены сменная внутренняя проставка 21 и сменная (вворачиваемая) крышка 22. На входе корпуса 20 установлена краткофокусная линза 23, а на выходе - камера свечи 24.

В запальнике 19 показан торец оптического устройства 18, направленный в реакционную зону камеры свечи 24, вблизи которой размещен ввод 25 окислителя (кислорода), подаваемого по отводу 13 от трубопровода 11. Ниже по потоку окислителя размещена форсунка подачи горючего (керосина) со штуцером 26 форсунки 27, связанным с отводом 14 от трубопровода 13.

Описание работы устройства на фиг.1, 2 и 3 раскрывает сущность заявленного способа зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя и устройства для его осуществления.

Рассматривая в качестве примера функционирование ЖРД на фиг.1, отмечаем, что после поступления команды на включение ЖРД по цепям автоматики 10 из аккумулятора давления 15 через пусковой клапан 16 и редуктор давления 17 начинает поступать газ (гелий) для вытеснения из баков хранения 8 (горючее) и 9 (окислитель) компонентов топлива и подачи их при срабатывании клапанов 10 через форсунки головки 1 в камеру сгорания 2 двигателя. При этом горючее по трубопроводу 12 подается к форсунке через рубашку охлаждения 4 сопла 3 и камеры сгорания 2. А через отвод 14 горючее подается в камеру свечи 24. Окислитель подается через трубопровод 11 в камеру сгорания 2 двигателя, а в камеру свечи 24 окислитель подается через отвод 13.

Одновременно при включении автоматики 10 осуществляется включение лазера 7, лазерный луч которого по световоду 6 и оптическому устройству 18 поступает в реакционную зону камеры свечи 24 запальника 19 поджигающего устройства 5.

В камере сгорания 2 двигателя на фиг.1 для воспламенения топливной смеси необходимо каким-либо образом ускорить химическую реакцию в некотором, относительно небольшом, объеме данной смеси. Это может быть сделано введением в смесь катализатора, источника активных центров и источника тепла. В качестве источника тепла могут использоваться: раскаленная проволочка, дежурное пламя, горячий газ, ударная волна, электрическая искра и т.п.

Для зажигания топливной смеси лазерной искрой (оптический пробой) требуется лазер, параметры которого определяются порогами пробоя лазерной смеси. Пороги пробоя зависят от различных параметров:

- состава смеси,

- давления,

- частоты света и т.п.

За исходный параметр был взят порог пробоя воздуха при атмосферном давлении ˜10¹¹ Вт/см² для длины волны ˜1 мкм.

Результаты теоретических и расчетных оценок энергетических и временных параметров лазерного излучения, необходимых для поджига рабочей смеси компонентов, показали, что для организации оптического пробоя в топливной смеси пороговое значение напряженности электрического поля находится на уровне Е 2·10⁵ В/см. Этому соответствует значение плотности мощности излучения J 1,4·10⁹ Вт/см ². Принимая для оценки характерное значение площади фокального пятна F=10^-4 см² (реально достижимая величина при короткофокусных линзах), имеем для поглощенной средой величины энергии лазерного импульса Q _погл 1,4 мДж.

Исследования зажигания кислородно-керосинового и кислородно-водородного топлив лазерным лучом в кислородно-керосиновом экспериментальном запальнике на фиг.3 и в кислородно-водородном экспериментальном запальнике на фиг.2 показали, что эти запальники могут работать (т.е. зажигать топливо) как от электрической свечи, так и от лазерного луча.

Все запальники имеют похожую конфигурацию, а именно представляют собой трубку, в которую вворачивается электрическая свеча (если используется традиционный способ зажигания) или оптическое устройство 18 для ввода лазерного луча в запальник 19. В этих запальниках один из компонентов топлива подается существенно выше по потоку относительно второго компонента топлива и обтекает электрическую свечу или оптическое устройство по кольцевому зазору, имеющему одни и те же размеры независимо от того, используется ли электрическая свеча или лазерное зажигание. Это обеспечивает одинаковую картину течения данного компонента независимо от того, используется ли электрическая свеча или лазерное зажигание. Второй компонент топлива подается в запальники на некотором расстоянии ниже по потоку от электрической свечи или от оптического устройства, так что наиболее благоприятная для зажигания топливная смесь формируется около поверхности электрической свечи или оптического устройства 18.

Поскольку условия течения, смешения и зажигания существенно разные для топлив с керосином и с газообразным водородом (газообразный кислород используется в обоих топливах), в кислородно-керосиновых запальниках кислород обтекает электрическую свечу или оптическое устройство, а керосин впрыскивается в трубку запальника (через центробежную форсунку) ниже по потоку, тогда как в кислородно-водородных запальниках водород обтекает электрическую свечу или оптическое устройство, а кислород подается в трубу запальника ниже по потоку.

В кислородно-керосиновых запальниках расстояние от керосиновой форсунки до обращенного к ней торца электрической свечи полностью определяется углом распыла керосиновой форсунки, который равен 110° у центробежной форсунки, установленной в настоящей работе на кислородно-керосиновом запальнике штатного типа. Наиболее благоприятным для зажигания будет такое расстояние, при котором граница факела распыла керосина на торце электрической свечи или оптического устройства зажигания будет располагаться на расстоянии примерно 0,2...0,3 радиуса выходной трубки от оси свечи.

Поскольку газообразный компонент топлива обтекает электрическую свечу или оптическое устройство перед встречей с другим компонентом топлива, зазор между торцом свечи или оптического устройства и корпусом запальника в месте его внезапного сужения определяет скорость данного компонента топлива на выходе из этого кольцевого зазора, где формируется и зажигается топливная смесь, и, следовательно, определяет оба эти процесса (т.е. формирование смеси и зажигание). Для создания наилучших условий для зажигания этот зазор регулируется изменением толщины прокладки 21, уплотняющей свечу или оптическое устройство 18 в корпусе запальника 19.

Естественно, в отличие от кислородно-водородных запальников, в которых топливная смесь может быть зажжена лучом лазера в любом месте, где имеется топливная смесь, в кислородно-керосиновых запальниках луч лазера рассеивается на каплях керосина, поэтому в использованных в настоящей работе запальниках кислородно-керосиновая смесь может быть зажжена лазерным лучом только около торца оптического устройства 18, где эта смесь формируется.

Таким образом, при выборе места зажигания смеси необходимо учитывать картины течения кислорода и керосина около этой торцевой поверхности. Раздельная подача компонентов топлива в реакционную зону камеры свечи 24 способствует эффективному формированию топливной смеси в зоне максимального энерговыделения.

После того как топливная смесь зажжена, возникает задача стабилизации пламени в запальнике. Если пламя зажженной смеси нельзя стабилизировать в запальнике, то необходимо зажигать смесь все время, пока работает запальник, т.е. до момента зажигания топливной смеси в камере сгорания. В циклограммах работы вышеупомянутых запальников штатного типа в штатных условиях, т.е. при зажигании топливной смеси в камере сгорания ЖРД от электрической свечи, электрическая свеча работает непрерывно все время работы запальника (т.е. около 3...5 с), так что нет необходимости стабилизации пламени в этих условиях. Для проведения экспериментов по лазерному зажиганию предварительно были подобраны (с зажиганием от электрической свечи) такие условия работы этих запальников (т.е. расход и массовое соотношение компонентов топлива), при которых пламя в этих запальниках стабилизируется, так что нет необходимости в непрерывном зажигании.

При проверке реализуемости заявленных технических решений ставилась цель зажечь кислородно-керосиновое и кислородно-водородное топлива в экспериментальных запальниках с помощью лазерного луча, генерируемого компактным импульсным иттербиевым волоконным лазером YLP-1/100/20.

Импульсный иттербиевый волоконный лазер YLP-1/100/20, изготовленный компанией ИРЕ-Полюс во Фрязино, Россия, непрерывно выпускает лазерное излучение на длине волны 1,06 мкм со средней мощностью 18...20 Вт на номинальном режиме (эта мощность может быть уменьшена) с любой частотой, заданной в диапазоне 20...80 кГц (с пиковой мощностью в импульсах до 20 кВт).

Этот лазер, имеющий полную массу 8 кг, размещен в корпусе размером 215×95×286 мм и имеет световод длиной 3 м с коллиматором на конце для вывода лазерного луча. Этот лазер работает от источника питания постоянного тока с напряжением 26 В и силой тока 7...8 А и потребляет 165...200 Вт мощности. Он может работать в атмосфере при температуре 0...42°С (имеет 3 охлаждающих вентилятора) и влажности 10...95%. Он может работать постоянно, время работы неограниченно (естественно, в пределах 30000-часового ресурса). Вместе с лазером поставляется источник питания, обеспечивающий работу лазера от сети переменного тока с напряжением 220 В.

Чтобы найти места в кислородно-керосиновых запальниках, где топливная смесь зажигается минимальной энергией лазера, предварительно был использован более мощный твердотельный лазер, работающий на фосфатном стекле. Луч от этого лазера пропускался через различные фильтры, дающие известное ослабление лазерного луча (до 10 раз), в результате были найдены места в кислородно-керосиновых запальниках, где топливная смесь поджигается минимальной энергией лазера. Поскольку время пребывания топливной смеси в пределах пятна лазерного луча (т.е. в пристеночном объеме, где лазерным лучом инициируется оптический разряд) в использованных запальниках существенно меньше 0,6 мс, интервал 0,6 мс вполне достаточен для зажигания топливной смеси.

Для введения лазерного луча в запальник 19 оптическое устройство 18 на фиг.3 имеет такую же внешнюю форму как и электрическая свеча, так что оно устанавливается (вворачивается) в запальники вместо электрической свечи для введения лазерного луча в запальники. В показанном на фиг.2 варианте оптического устройства лазерный луч вводится в запальник без использования световода. Для этого оптическое устройство имеет либо стеклянное окно, либо вместо него короткофокусную линзу для фокусирования лазерного луча внутрь запальника (для этого в оптическом устройстве используются также внутренние проставки 21). Для защиты этого окна (или линзы) от забрызгивания каплями керосина или от конденсации продуктов сгорания на нем (а также от повреждения его продуктами сгорания) в корпусе оптического устройства имеются два отверстия диаметром 2 мм каждое - через них газообразный компонент топлива поступает внутрь оптического устройства с выходом из него через отверстие или отверстия, сделанные в крышке оптического устройства.

Поскольку лучи вышеупомянутых лазеров, даже будучи сфокусированными, не могут вызвать оптический разряд в газообразной среде вдали от стенки, а только в области, прилегающей к стенке, на которую они для этого должны быть сфокусированы, в исследованных запальниках лазерный луч фокусировался либо на внутреннюю поверхность запальника, либо на поверхность специальной крышки 22 оптического устройства (фиг.2).

Таким образом, изготовлено, смонтировано и опробовано на стендах КВУ и СДС устройство для штатной системы поджига компонентов топлив ракетного двигателя.

Основными элементами устройства являются:

- твердотельный малогабаритный лазер YLP-1/100/20 мощностью 20 Вт производства "ИРЭ-Полюс",

- малогабаритное запальное устройство с различными конструкциями ввода компонентов топлива водород-кислород и керосин-кислород,

- система подвода лазерной энергии через световод в запальное устройство.

Разработанное устройство испытывалось на компонентах кислород-керосин (стенд СДС) и кислород-водород (стенд КВУ).

Как для смеси водород-кислород, так и для смеси керосин-кислород было осуществлено воспламенение смеси в запальных устройствах лазерным источником излучения.

Результаты испытаний показали, что устройство может быть использовано при конструктуировании штатной системы поджига компонентов в натурных космических ракетных двигателях.

Источники информации

1. Козлов А.А., Новиков В.Н., Соловьев Е.В. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М.: Машиностроение, 1988.

2. Скобликов А.С. Способ зажигания топливной смеси. А.с. СССР №1778848 от 30.11.92. Бюл. №44 по заявке №4841090/06 от 07.05.1990.