система впрыска и зажигания для ракетного двигателя (варианты) и ракетный двигатель малой тяги

Формула изобретения

1. Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, предназначенная для двухкомпонентного ракетного топлива и содержащая:

первый инжекционный элемент, обеспечивающий впрыск первого компонента ракетного топлива в камеру сгорания, при этом первый инжекционный элемент имеет проводящий слой, и этот первый инжекционный элемент имеет первый конец и второй конец;

второй инжекционный элемент, содержащий проводящий материал и имеющий отверстие, образованное сквозь него и сообщающееся по текучей среде с камерой сгорания, при этом первый конец первого инжекционного элемента расположен у отверстия во втором инжекционном элементе или вблизи от него;

узел возбудителя разряда, электрически соединенный с проводящим слоем первого инжекционного элемента, при этом узел возбудителя разряда способен создавать электрическую дугу между проводящим слоем первого инжекционного элемента и вторым инжекционным элементом.

2. Система по п.1, дополнительно содержащая

непроводящий слой, расположенный на наружной части проводящего слоя первого инжекционного элемента.

3. Система по п.2, в которой непроводящий слой первого инжекционного элемента содержит керамический материал.

4. Система по п.1, в котором второй инжекционный элемент представляет собой топливный патрубок.

5. Система по п.1, а которой второй инжекционный элемент представляет собой инжекционную фронтальную пластину.

6. Система по п.1, которой отверстие, образованное во втором инжекционном элементе, имеет форму усеченного конуса.

7. Система по п.1, в которой первый инжекционный элемент и второй инжекционный элемент установлены так, чтобы обеспечивать соосный впрыск компонентов ракетного топлива.

8. Система по п.1, в которой первый инжекционный элемент представляет собой трубку цилиндрической формы.

9. Система по п.1, в которой первый конец первого инжекционного элемента углублен относительно поверхности второго инжекционного элемента, обращенной к камере сгорания.

10. Система по п.1, в которой узел возбудителя подсоединен ко второму концу первого инжекционного элемента для ракетного топлива.

11. Ракетный двигатель малой тяги, содержащий:

камеру сгорания;

инжекционную фронтальную пластину, имеющую множество образованных в ней отверстий;

множество инжекционных трубок для компонента ракетного топлива, при этом каждая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива расположена у соответствующего отверстия в инжекционной фронтальной пластине;

возбудитель разряда, электрически соединенный с первой из множества инжекционных трубок для компонента ракетного топлива для создания искры зажигания между первой инжекционной трубкой для компонента ракетного топлива и инжекционной фронтальной пластиной и для зажигания компонентов ракетного топлива, подаваемых к камере сгорания.

12. Двигатель по п.11, в котором первая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива имеет цилиндрическую форму.

13. Двигатель по п.11, в котором первая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива содержит:

проводящий слой;

непроводящий слой, расположенный на проводящем слое.

14. Двигатель по п.13, в котором непроводящий слой содержит керамический материал.

15. Двигатель по п.11, в котором отверстия в инжекционной фронтальной пластине и соответствующие инжекционные трубки определяют кольцеобразные отверстия для топливного компонента.

16. Двигатель по п.11, в котором отверстия в инжекционной фронтальной пластине имеют форму усеченного конуса.

17. Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, содержащая:

фронтальную пластину, расположенную вблизи от камеры сгорания ракеты, при этом фронтальная пластина имеет проходящее сквозь нее отверстие для впрыска компонентов ракетного топлива в камеру сгорания;

инжекционную трубку, имеющую первый конец и второй конец, при этом инжекционная трубка имеет, по меньшей мере, одно входное отверстие для компонента ракетного топлива, а также имеет выходное отверстие для компонента ракетного топлива, причем первый конец инжекционной трубки расположен у отверстия во фронтальной пластине или вблизи от него, и инжекционная трубка содержит проводящий материал и имеет внутренний проход для образования первого пути подачи компонента ракетного топлива между, по меньшей мере, одним входным отверстием для компонента ракетного топлива и выходным отверстием для компонента ракетного топлива;

промежуточное разделительное устройство для компонентов ракетного топлива, образующее первый путь подачи компонента ракетного топлива, по текучей среде сообщающийся, по меньшей мере, с одним входным отверстием для компонента ракетного топлива в инжекционной трубке, и второй путь подачи компонента ракетного топлива, образованный между промежуточным разделительным устройством для компонентов ракетного топлива и фронтальной пластиной;

непроводящий слой, расположенный на инжекционной трубке для электрической изоляции инжекционной трубки относительно фронтальной пластины;

возбудитель, электрически соединенный с инжекционной трубкой для создания электрического разряда между инжекционной трубкой и фронтальной пластиной.

18. Система по п.17, в которой отверстие, образуемое во втором инжекционном элементе, имеет кольцеобразную форму.

19. Система по п.17, в которой отверстие, образуемое во втором инжекционном элементе, имеет форму усеченного конуса.

20. Система по п.17, в которой первый конец первого инжекционного элемента углублен относительно поверхности второго инжекционного элемента, обращенной к камере сгорания.

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к инжекторам и системам зажигания ракетных двигателей, точнее оно относится к инжекторам и системам зажигания для негипергольного ракетного топлива.

В типичном ракетном двигателе, работающем на жидком топливе, для облегчения впрыска, распределения, перемешивания и сгорания окислителя и топлива в камере сгорания предусмотрены инжекционные элементы для двухкомпонентного ракетного топлива. В большом ракетном двигателе могут использоваться сотни инжекционных элементов с большим узлом системы зажигания (или с узлом факельного зажигательного устройства), расположенным в центре ряда инжекционных элементов. Большой узел зажигания может обеспечивать воспламенение компонентов ракетного топлива посредством создания постоянного пламени или факела, подобного «запалу», который используют для начала горения внутри камеры сгорания. В таком большом узле зажигания используют специально предназначенную для него топливную смесь для создания и сохранения «запала», причем такие топливные смеси специального назначения значительно отличаются от смесей ракетного топлива, используемых для создания тяги двигателя. Необходимость использования специального «запального» топлива усложняет конструкцию двигателя. Использование больших узлов зажигания также приводит к потерям эксплуатационных качеств вследствие неоптимального перемешивания тех видов топлива, которые специально предназначены для создания «запала» (то есть, вследствие использования соотношения компонентов смеси, отличающегося от того соотношения, которое позволило бы обеспечить оптимальные рабочие характеристики в отношении создания тяги). Кроме того, большие «запальные» узлы, обеспечивающие зажигание, велики как в размере, так по массе, что делает их менее желательными для использования совместно с уменьшенными ракетными двигателями.

Также известны разрядные системы зажигания для создания искры зажигания внутри зоны реакции в камере сгорания. Однако у таких систем имеются трудности при изготовлении компонентов этих систем, а также встречаются проблемы износа компонентов в течение их использования. Например, требуются специальные инжекционные сопла и коллекторы для придания направления топливу и окислителю, чтобы создать легко воспламеняемую смесь компонентов ракетного топлива у открытых электродов. Системы непосредственного искрового зажигания, проходящие через инжекционную фронтальную пластину, также могут увеличить вес, повысить сложность конструкции и, как правило, действуют вне оптимальных соотношений компонентов смеси (обычно при соотношениях с большим содержанием топливного компонента), позволяющих предотвратить тепловое повреждение электродов, но понижающих общие эксплуатационные характеристики в части сгорания. В качестве примера такой системы можно указать в частности документ RU 2183761 С2, F02K 9/62, опубл. 20.06.2002, раскрывающий систему впрыска и зажигания для ракетного двигателя и ракетный двигатель малой тяги.

В меньших ракетных двигателях, например в двигателях систем позиционирования, исторически используют гипергольные топлива (то есть компоненты топлива, которые самопроизвольно воспламеняются при их объединении). Однако желательно разработать ракетные двигатели, в которых можно было бы использовать негипергольные топлива.

В настоящем изобретении создана система для впрыска и зажигания негипергольных компонентов топлива, которая пригодна для использования в относительно небольших ракетных двигателях.

Согласно настоящему изобретению предлагается система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, предназначенная для двухкомпонентного ракетного топлива и содержащая:

первый инжекционный элемент, обеспечивающий впрыск первого компонента ракетного топлива в камеру сгорания, при этом первый инжекционный элемент имеет проводящий слой, и этот первый инжекционный элемент имеет первый конец и второй конец;

второй инжекционный элемент, содержащий проводящий материал и имеющий отверстие, образованное сквозь него и сообщающееся по текучей среде с камерой сгорания, при этом первый конец первого инжекционного элемента расположен у отверстия во втором инжекционном элементе или вблизи от него;

узел возбудителя разряда, электрически соединенный с проводящим слоем первого инжекционного элемента, при этом узел возбудителя разряда способен создавать электрическую дугу между проводящим слоем первого инжекционного элемента и вторым инжекционным элементом.

Предпочтительно дополнительно предусмотрен непроводящий слой, расположенный на наружной части проводящего слоя первого инжекционного элемента. Предпочтительно, непроводящий слой первого инжекционного элемента содержит керамический материал.

Второй инжекционный элемент может представлять собой топливный патрубок.

Предпочтительно, второй инжекционный элемент представляет собой инжекционную фронтальную пластину.

В предлагаемой системе отверстие, образованное во втором инжекционном элементе, может быть выполнено в форме усеченного конуса.

Предпочтительно, первый инжекционный элемент и второй инжекционный элемент установлены так, чтобы обеспечивать соосный впрыск компонентов ракетного топлива.

В одном варианте первый инжекционный элемент представляет собой трубку цилиндрической формы.

Также может быть предусмотрено, что первый конец первого инжекционного элемента углублен относительно поверхности второго инжекционного элемента, обращенной к камере сгорания.

Предпочтительно возбудитель подсоединен ко второму концу первого инжекционного элемента для ракетного топлива.

Также настоящим изобретением предлагается ракетный двигатель малой тяги, содержащий:

камеру сгорания;

инжекционную фронтальную пластину, имеющую множество образованных в ней отверстий;

множество инжекционных трубок для компонента ракетного топлива, при этом каждая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива расположена у соответствующего отверстия в инжекционной фронтальной пластине;

возбудитель разряда, электрически соединенный с первой из множества инжекционных трубок для компонента ракетного топлива для создания искры зажигания между первой инжекционной трубкой для компонента ракетного топлива и инжекционной фронтальной пластиной и для зажигания компонентов ракетного топлива, подаваемых к камере сгорания.

Предпочтительно, в двигателе первая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива имеет цилиндрическую форму.

Также возможен вариант, в котором первая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива содержит:

проводящий слой;

непроводящий слой, расположенный на проводящем слое.

Предпочтительно, непроводящий слой содержит керамический материал.

Также может быть предусмотрено, что отверстия в инжекционной фронтальной пластине и соответствующие инжекционные трубки определяют кольцеобразные отверстия для топливного компонента.

В одном варианте отверстия в инжекционной фронтальной пластине имеют форму усеченного конуса.

Также в настоящем изобретении предлагается система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, содержащая:

фронтальную пластину, расположенную вблизи от камеры сгорания ракеты, при этом фронтальная пластина имеет проходящее сквозь нее отверстие для впрыска компонентов ракетного топлива в камеру сгорания;

инжекционную трубку, имеющую первый конец и второй конец, при этом инжекционная трубка имеет, по меньшей мере, одно входное отверстие для компонента ракетного топлива, а также имеет выходное отверстие для компонента ракетного топлива, причем первый конец инжекционной трубки расположен у отверстия во фронтальной пластине или вблизи от него, и инжекционная трубка содержит проводящий материал и имеет внутренний проход для образования первого пути подачи компонента ракетного топлива между, по меньшей мере, одним входным отверстием для компонента ракетного топлива и выходным отверстием для компонента ракетного топлива;

промежуточное разделительное устройство для компонентов ракетного топлива, образующее первый путь подачи компонента ракетного топлива, по текучей среде сообщающийся, по меньшей мере, с одним входным отверстием для компонента ракетного топлива в инжекционной трубке, и второй путь подачи компонента ракетного топлива, образованный между промежуточным разделительным устройством для компонентов ракетного топлива и фронтальной пластиной;

непроводящий слой, расположенный на инжекционной трубке для электрической изоляции инжекционной трубки относительно фронтальной пластины;

возбудитель, электрически соединенный с инжекционной трубкой для создания электрического разряда между инжекционной трубкой и фронтальной пластиной.

Предпочтительно, отверстие, образуемое во втором инжекционном элементе, имеет кольцеобразную форму.

Также возможно, что отверстие, образуемое во втором инжекционном элементе, имеет форму усеченного конуса.

В другом варианте может быть предусмотрено, что первый конец первого инжекционного элемента углублен относительно поверхности второго инжекционного элемента, обращенной к камере сгорания.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг.1 представлен схематический вид в поперечном сечении ракетного двигателя, имеющего систему зажигания согласно настоящему изобретению.

На фиг.2 представлен график зависимости температуры смешанных газов H₂/O₂ от соотношения смеси окислителя/топлива (O/F), демонстрирующий предел воспламеняемости и зоны, указывающие на условия сгорания.

На фиг.3 представлен вид в поперечном сечении узла элемента зажигания.

На фиг.4А представлен вид в поперечном сечении части первого альтернативного варианта осуществления узла элемента зажигания.

На фиг.4В представлен вид в поперечном сечении части второго альтернативного варианта осуществления узла элемента зажигания.

На фиг.4С представлен вид в поперечном сечении части третьего альтернативного варианта осуществления узла элемента зажигания.

На фиг.4D представлен вид в поперечном сечении части четвертого альтернативного варианта осуществления узла элемента зажигания.

В настоящем изобретении предложен узел элемента зажигания для реактивных двигателей, в которых используют негипергольные компоненты ракетного топлива. В общем, узел элемента зажигания обеспечивает возможность создания разряда между инжекционной трубкой и инжекционной фронтальной пластиной для начала сгорания смешанных компонентов ракетного топлива в смежной камере сгорания. Узел возбудителя разряда, подсоединенный к инжекционной трубке, подает электрическую энергию для создания разряда. В ракетном двигателе могут быть использованы один или более узлов элементов зажигания, предназначенные для зажигания смесей компонентов ракетного топлива, которые поступают в камеру сгорания. Ниже более подробно описано, что узел элемента зажигания согласно настоящему изобретению позволяет получить ряд преимуществ по сравнению с известными системами, предназначенными для обеспечения начала сгорания в ракетном двигателе.

На фиг.1 представлен схематический вид в поперечном сечении ракетного двигателя 20, имеющего систему зажигания согласно настоящему изобретению. Двигатель 20 включает в себя камеру сгорания 22 (или основную камеру тяги), имеющую сходящиеся и расходящиеся стенки, инжекционную фронтальную пластину 24 и ряд инжекционных трубок 26, 28 и 30. Показанный двигатель 20 представляет собой небольшой двигатель, например, двигатель малой тяги для управления положением транспортного средства или спутника с экипажем исследователей. Однако следует иметь в виду, что настоящее изобретение в случае других альтернативных вариантов его осуществления может быть использовано и с другими типами ракетных двигателей.

Инжекционная фронтальная пластина 24 имеет определенное количество проходящих сквозь нее отверстий 32А-32С, при этом каждое отверстие 32А-32С находится в определенном положении по отношению к одному из инжекционных трубок соответственно 26, 28 и 30. Первый коллектор 34, который образует первый путь подачи для подвода компонентов ракетного топлива, образован между фронтальной пластиной 24 и промежуточным разделительным устройством в виде промежуточной пластины 36, разделяющей компоненты ракетного топлива. Второй коллектор 38, который образует второй путь подачи для подвода компонентов ракетного топлива, образован между промежуточной пластиной 36 и куполом 40.

Один из компонентов ракетного топлива подают из первого подводящего коллектора 34 через инжекционные трубки 26, 28 и 30. Второй компонент ракетного топлива подают к камере сгорания 22 из второго подводящего коллектора 38 через кольца, образуемые инжекционными трубками 26, 28 и 30 и отверстиями 32А-32С в инжекционной фронтальной пластине 24. Один или более инжекционных элементов в ряду также сконструированы для функционирования в качестве узла зажигания. В варианте осуществления конструкции, показанном на фиг.1, центральная инжекционная трубка 30 также функционирует в качестве воспламенителя. Разряд, например искру 42, используют для обеспечения начала сгорания компонентов топлива, текущих у инжекционной трубки 30, и этот горящий поток, в свою очередь, воспламеняет компоненты топлива, находящиеся в камере сгорания 22. После зажигания искра 42 исчезает и центральная инжекционная трубка 30 будет функционировать точно так же, как и другие инжекционные трубки 26 и 28 ряда с тем же самым соотношением компонентов смеси для обеспечения высоких эксплуатационных характеристик.

Сгорание смеси негипергольного двухкомпонентного ракетного топлива используют для создания тяги двигателя. Смесь двухкомпонентного ракетного топлива включает в себя окислитель, например O₂, и топливо, например Н₂. Следует заметить, что согласно настоящему изобретению может быть использовано разнообразие материалов, служащих в качестве компонентов ракетного топлива. Компоненты ракетного топлива подают к камере сгорания 22 в виде соосного потока с градиентом скорости известным квалифицированным специалистам в этой области способом, при этом поток с градиентом скорости используют для распыления и перемешивания компонентов ракетного топлива перед сгоранием в реакционной зоне камеры сгорания 22. Двигатель 20 обычно обеспечивает сгорание смесей, имеющих соотношения компонентов, которые выше пределов воспламеняемости при оптимальном перемешивании компонентов ракетного топлива.

На фиг.2 представлен график зависимости температуры смешанных газов Н₂/O₂ от соотношения компонентов в смеси окислитель/топливо (O/F) для двухкомпонентной смеси ракетного топлива Н₂/O₂ с O₂ в качестве окислителя и H₂ в качестве топлива. График демонстрирует предел воспламеняемости 50, который делит график на воспламеняемую зону 52 и не воспламеняемую зону 54. Приемлемое соотношение компонентов смеси O/F порядка 6,0 (для Н₂/O₂) естественным образом обеспечит высокую рабочую характеристику двигателя в виде тяги/скорости потока ракетного топлива. Зона 56 является показателем стандартного двигателя малой тяги и основных условий камеры сгорания, где температуры горения составляют порядка 6000° по Ранкину (Ra), а рабочая характеристика высока. Если проводить сравнение, то зона 58 является показателем турбинного привода и условий газогенератора, где температуры сгорания составляют примерно 1500°Ra. Смеси компонентов ракетного топлива в зоне 58 не вполне способствуют зажиганию и распространению пламени. Поэтому для прежних систем зажигания необходимы более высокие соотношения компонентов смеси, что, в свою очередь, снижает срок службы турбины. В прежних системах зажигания также используют источники зажигания у каждой инжекционной трубки для зажигания всех компонентов ракетного топлива. Поскольку смеси компонентов ракетного топлива в зоне 56 более благоприятны для горения, чем смеси в зоне 58, можно использовать иную схему зажигания. Смеси компонентов ракетного топлива, в общем, попадающие в зону 56, легко обеспечивают распространение пламени в камере сгорания 22, поскольку они оптимальным образом попадают в зону 52 воспламенения. Как показано на фиг.1, может быть использован один инжекционный/воспламеняющий элемент 30 для зажигания смеси компонентов ракетного топлива, попадающей в зону 52. Как только сгорание начинается у инжекционного/воспламеняющего элемента 30, оно будет распространяться по камере сгорания 22 для зажигания по существу всех компонентов ракетного топлива, введенных в камеру сгорания 22. Однако следует иметь в виду, что в других вариантах осуществления конструкции способность зажигания может иметь более чем один инжекционный элемент ряда. Кроме того, композиции компонентов ракетного топлива, соотношения компонентов в смеси и температуры смеси компонентов ракетного топлива могут изменяться, при этом характеристики, касающиеся конкретного применения, будут оказывать влияние на характеристики зоны 56 на графике, подобном графику по фиг.2.

На фиг.3 представлен вид в поперечном сечении узла 100 элемента зажигания. Узел 100 элемента зажигания пригоден для использования совместно с двигателем 20, показанным на фиг.1 и описанным со ссылкой на нее. Узел 100 элемента зажигания включает в себя инжекционную фронтальную пластину 24, промежуточную пластину 36, отделяющую компоненты топлива, купол 40 для окислителя и трубка 130 для окислителя.

Инжекционная фронтальная пластина 24 представляет собой проводящую металлическую пластину, имеющую отверстие 132 в форме усеченного конуса, образованное между внутренней поверхностью 134 и наружной поверхностью 136, при этом наружная поверхность 136 расположена с прилеганием к камере сгорания 22. Текучая среда может проходить через отверстие 132 к камере сгорания 22. Путь подведения топлива через первый коллектор 34 образован между внутренней поверхностью 134 фронтальной пластины 24 и промежуточной пластиной 36. К коллектору 34, служащему для подачи топлива, топливо обычным образом подводят из зон хранения (не показаны), при этом его можно нагнетать через коллектор 34 посредством турбонасоса или иных приемлемых механизмов. Топливо протекает через кольцо, образованное между отверстием 132 во фронтальной пластине 24 и трубкой 130 для окислителя, которая установлена таким образом, что приходит в отверстие 132. Следует иметь в виду, что настоящее изобретение может быть использовано почти с любым типом инжекционного узла для обеспечения соосной подачи негипергольных компонентов ракетного топлива, при этом конкретный вариант конструкции, показанный на фиг.3, приведен лишь в качестве примера.

Трубка 130 для окислителя представляет собой комбинированную трубку, имеющую первый конец 138 и противоположный второй конец 140. Первый конец 138 трубки 130 для окислителя расположен в отверстии 132, проходящем через инжекционную фронтальную пластину 24. В варианте осуществления конструкции, представленном на фиг.3, первый конец 138 трубки 130 выровнен с плоскостью, образуемой наружной поверхностью 136 фронтальной пластины 24. Трубка 130 имеет внутреннюю полость 142, которая образует путь подачи окислителя к камере сгорания 22. В трубке образованы одно или более боковые отверстия 144 для возможности сообщения по текучей среде между внутренней полостью 142 и вторым коллектором 38 для подачи компонента ракетного топлива, в данном случае для подачи окислителя, который образует путь подачи окислителя между куполом 40 и промежуточной пластиной 36. Окислитель подводят к коллектору 38, служащему для подачи окислителя, от зон хранения (не показаны) обычным образом, при этом его можно нагнетать через коллектор посредством турбонасоса или иных приемлемых механизмов.

Трубка 130 для окислителя, в общем, включает в себя внутреннюю проводящую часть 146 или слой и наружную непроводящую часть 148 или слой. Две части 146 и 148 могут быть припаяны друг к другу для формирования комбинированной трубки 130 для окислителя. Проводящая часть 146 может быть изготовлена из металлических материалов, например из медных сплавов, нержавеющих сталей и никелевых сплавов высокой прочности. Непроводящая часть 148 может быть изготовлена из керамического материала, например из такого керамического материала, как Maycor (может быть получен от Ceramic Products Inc., Palisades Park, штат Нью-Джерси), из карбида кремния или из иных изоляционных материалов (например, из неэлектропроводных полимерных материалов). Проводящая часть 146 проходит между первым концом 138 и вторым концом 140 трубки 130. Непроводящая часть 148 расположена между первым и вторым концами 138, 140 трубки 130 и оставляет зоны проводящей части 146, которые выставлены наружу у каждого из концов 138, 140. Непроводящая часть 148 трубки 130 для окислителя обеспечивает возможность выполнения электрической изоляции проводящей части 146 трубки 130 для окислителя от других компонентов, например от промежуточной пластины 36, отделяющей компоненты топлива, купола 40 для окислителя и подобное. Крепежная конструкция 150, которая может представлять собой резьбовую зону, образована у второго конца 140 трубки 130, чтобы облегчить электрическое соединение между возбудителем 152 разряда и проводящей частью 146 трубки 130.

Возбудитель 152 разряда схематически показан на фиг.3. Возбудитель 152, электрически соединенный с проводящей частью 146 трубки 130, может представлять собой обычный электронный узел для создания искры, который генерирует соответствующие напряжение и ток для создания искры через воздушный зазор между трубкой 130 для окислителя и инжекционной фронтальной пластиной 24.

Промежуточная пластина 36 расположена между куполом 40 для окислителя и инжекционной фронтальной пластиной 24 и разделяет путь подачи топлива и путь подачи окислителя. Трубка 130 для окислителя проходит через промежуточную пластину 36, причем промежуточная пластина 36 припаяна к непроводящей части 148 трубки для формирования между ними уплотнения 154. Материал твердого припоя уплотнения 154 может представлять собой сплав, содержащий, например, сочетание золота, серебра, никеля и меди.

Купол 40 для окислителя представляет собой купол обычного типа, используемый с инжекторами ракетных двигателей. Трубка 130 для окислителя проходит через купол 40, при этом непроводящая часть 148 трубки 130 припаяна к куполу, чтобы образовать между ними уплотнение 156. Твердый припой уплотнения 156 может быть подобен твердому припою уплотнения 154.

В альтернативном варианте осуществления конструкции, например в том случае, когда непроводящую часть изготавливают из неэлектропроводного полимерного материала, уплотнения 154 и 156 могут быть образованы посредством воздействия сжимающей нагрузки, а не посредством использования пайки. Уплотнение 154 может быть сформировано посредством воздействия сжимающей нагрузки на непроводящую часть 148 между проводящей частью 146 и промежуточной пластиной 36, а уплотнение 156 может быть сформировано подобным же образом посредством воздействия сжимающей нагрузки на непроводящую часть 148 между проводящей частью 146 и куполом 40 для окислителя.

При работе разряд создают между проводящей частью 146 трубки 130 для окислителя (у его первого конца 138) и инжекционной фронтальной пластиной 24 посредством создания потенциала напряжения между ними с помощью возбудителя 152. На фиг.3 показанная в качестве примера искра 158 представлена как электрическая дуга, проходящая между трубкой 130 для окислителя и фронтальной пластиной 24. Как только создана дуга зажигания, начинается подача окислителя и топлива по путям подачи соответственно окислителя и топлива, чтобы создать соосный поток компонентов ракетного топлива к камере сгорания 22. Соосный поток компонентов ракетного топлива создает двухкомпонентную смесь ракетного топлива, которая будет воспламенена посредством искры 158. Далее горение может быть распространено в камеру сгорания 22 для воспламенения компонентов ракетного топлива, подаваемых из других инжекционных элементов (см. фиг.1).

Узел 100 элемента зажигания, показанный на фиг.3, представляет собой только пример возможных вариантов осуществления конструкции элементов зажигания согласно настоящему изобретению. Далее представлены примеры альтернативных вариантов осуществления конструкции. На фиг.4А представлен вид в поперечном сечении части первого альтернативного узла 200 элемента зажигания. Узел 200, в общем, подобен узлу 100, показанному на фиг.3 и описанному со ссылкой на нее. Однако в случае элемента зажигания 200 первый конец трубки 130 для окислителя углублен относительно наружной поверхности 136 инжекционной фронтальной пластины 24 на расстояние D. Расстояние D, в общем, меньше толщины Т фронтальной пластины 24. Углубленное положение первого конца 138 трубки 130 для окислителя способствует контролю места создания искры 158, а также может содействовать улучшению рабочей характеристики, касающейся соосного впрыска компонентов ракетного топлива в камеру сгорания 22.

На фиг.4В представлен вид в поперечном сечении части второго альтернативного варианта осуществления конструкции узла 300 элемента зажигания. Узел 300, в общем, подобен узлу 100, показанному на фиг.3 и описанному со ссылкой на нее. Однако в случае узла 300 элемента зажигания отверстие 332 в инжекционной фронтальной пластине 24 имеет большое количество диаметров для создания ступенчатой формы. Отверстие 332 имеет первую часть 332А с диаметром D1, смежную с внутренней поверхностью 134 фронтальной пластины 24, и вторую часть 332В с меньшим, вторым диаметром D2, смежную с наружной поверхностью 136 фронтальной пластины 24. Ступенчатая форма отверстия 332 облегчает создание потока топлива в камеру сгорания 22, имеющего желаемый градиент скорости.

На фиг.4С представлен вид в поперечном сечении части третьего альтернативного варианта осуществления конструкции узла 400 элемента зажигания. Узел 400 элемента зажигания, в общем, подобен элементу 100, показанному на фиг.3 и описанному со ссылкой на нее. Однако в случае узла 400 непроводящая вставка 402 расположена вдоль периметрической части отверстия 132 в инжекционной фронтальной пластине 24. Непроводящая вставка 402 может быть выполнена из керамического материала, припаянного к фронтальной пластине, при этом керамический материал и материал твердого припоя могут быть подобны описанным выше материалам. Непроводящая вставка 402 расположена с прилеганием к внутренней поверхности 134 фронтальной пластины, чтобы обеспечить проводящую часть 404 у периметра отверстия 132 во фронтальной пластине 24 вблизи от наружной поверхности 136 фронтальной пластины 24. Непроводящая вставка 402 способствует контролю места создания искры 158 и фокусировке энергии искры 158.

На фиг.4D представлен вид в поперечном сечении части четвертого альтернативного варианта осуществления конструкции узла 500 элемента зажигания. Узел 500 элемента зажигания, в общем, подобен элементу зажигания 100, показанному на фиг.3 и описанному со ссылкой на нее. Элемент зажигания 500 дополнительно включает в себя топливный патрубок 502, который закреплен между инжекционной фронтальной пластиной 24 и проводящей частью 148 трубки 130 для окислителя. Топливный патрубок может быть припаян в надлежащем месте. В топливном патрубке 502 образованы одно или более боковые отверстия 504 для возможности сообщения по текучей среде между путем подачи топлива и камерой сгорания 22. В представленном варианте осуществления конструкции искру 158 создают между проводящей частью 146 трубки 130 для окислителя и топливным патрубком 502. Преимущество конструкции с топливным патрубком 502 заключается в том, что он создает дополнительную конструктивную опору для инжекционной фронтальной пластины 24.

Настоящее изобретение обеспечивает ряд выгод и преимуществ. Например, узел элемента зажигания согласно настоящему изобретению относительно мал и имеет небольшую массу по сравнению с большими элементами зажигания, в которых используют специально предназначенные средства подачи ракетного топлива для сохранения постоянного факела или «запала». Такие выгоды в отношении размера и массы способствуют использованию данного узла элемента зажигания в небольших ракетных двигателях. Кроме того, ракетный двигатель, имеющий ряд инжекционных элементов, должен включать в себя узел элемента зажигания только у одного из инжекционных элементов в ряду, чтобы обеспечить начало горения внутри камеры сгорания.

Поскольку узел элемента зажигания согласно настоящему изобретению после зажигания может действовать подобно типичному инжекционному элементу, могут быть сохранены высокие характеристики сгорания. Это позволяет получить выгоды в отношении рабочих характеристик по сравнению с предшествующими системами, в которых используют специально предназначенные для них воспламеняющие компоненты ракетного топлива вне пиковых условий, что ведет к снижению общих характеристик двигателя, касающихся тяги.

Кроме того, элемент зажигания согласно настоящему изобретению относительно легко и просто изготавливать. Поскольку возбудитель узла может быть расположен на удалении от места выполнения процесса сгорания и на удалении от путей прохождения компонентов ракетного топлива, относительно легко проложить к возбудителю провода или другие электрические соединительные конструкции. Конструкция узлов зажигания согласно настоящему изобретению дополнительно упрощена, поскольку узел зажигания не требует специальной системы трубопроводов для воспламеняющего топлива или сопел для прохождения воспламеняющего потока.

Далее, создание искры зажигания между электрически изолированными компонентами инжекционного элемента позволяет избежать других потенциальных проблем. Например, узлы для искрового зажигания, расположенные так, что проходят от стенки камеры сгорания, создают трудности, касающиеся обеспечения отверстия через стенку камеры сгорания, которая обычно включает в себя охлаждающие каналы. Охлаждающие каналы, которые изменяют направление, нежелательным образом усложняют конструкцию двигателя. Кроме того, трудно обеспечить и сохранить требуемое уплотнение, препятствующее прохождению горячих газов под высоким давлением, вокруг узла для искрового зажигания, проходящего через стенку камеры сгорания. Если в качестве другого примера взять системы зажигания, которые должны быть расположены в пределах зоны сгорания ракетного топлива, то они также создают значительные проблемы, связанные с износом и разрушением компонентов, например с плавлением или эрозией искрового электрода вследствие экстремальных условий, которые возникают в таких местах. Использование соотношений компонентов смеси, не являющихся оптимальными, чтобы избежать такого повреждения, приведет к пониженным рабочим характеристикам.

Хотя настоящее изобретение описано со ссылкой на предпочтительные варианты его осуществления, квалифицированным специалистам в этой области будет понятно, что без отклонения от существа и объема изобретения могут быть выполнены изменения в отношении формы и деталей. Например, конкретные размеры и формы компонентов узла элемента зажигания согласно настоящему изобретению могут быть изменены в соответствии с конкретным применением. Кроме того, может быть использовано разнообразие негипергольных ракетных топлив.