способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе

Формула изобретения

1. Способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе, включающий закрутку топливных компонентов посредством их тангенциального ввода в камеру сгорания со стороны сопловой крышки двигателя, отличающийся тем, что газообразные горючее и окислитель предварительно перемешивают в форкамере с газообразным гелием и порошком алюминия со средним размером частиц не более 10 мкм, причем массовые доли компонентов топливной смеси - горючего, окислителя, порошка алюминия, гелия находятся в соотношении

z_f/z_ox/z_Al /z_He=0,10/0,45/0,09/0,36

для топлива керосин + кислород,

z_f/z_ox/z_Al /z_He=0,11/0,55/0,11/0.23

для топлива водород + кислород,

где z_f - массовая доля горючего;

z_ox - массовая доля окислителя;

z _Al - массовая доля порошка алюминия;

z_He - массовая доля гелия,

ввод гелия в форкамеру осуществляют из системы вытеснения топливных баков ЖРД, а газообразные горючее и окислитель получают газификацией гарантийного запаса жидких компонентов в топливных баках ЖРД.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве горючего используют другие углеводородные горючие, например метан, бутан, пропан.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, работающих на газообразных компонентах топливной смеси.

В настоящее время наиболее распространенными типами ракетных двигателей являются жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) [1]. Организация процессов горения в ракетном двигателе на газообразном топливе может найти применение при создании специальных двигательных установок. В частности, при создании ракетных двигателей малой тяги для увода отработанных ступеней ракет-носителей с занимаемых орбит, перспективным является использование в качестве газообразного топлива газифицированных жидких компонентов гарантийного запаса топлива ЖРД [2].

Известен способ организации рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя [3], 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 [4] предложено использование форкамеры (предкамеры) для закрутки и смешения топливной смеси за счет подачи газообразных компонентов с помощью шнека. Для повышения энергетических характеристик ракетных двигателей в [5] предложено использовать газообразный гелий в качестве инертной добавки, снижающей молекулярную массу продуктов сгорания.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является организация процесса сжигания топлива в камере сгорания с использованием вихревого движения для организации процессов смесеобразования и сгорания компонентов топлива [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.

Техническим результатом настоящего изобретения является организация процесса сжигания газообразного топлива, обеспечивающая достижение максимального значения энерго-тяговых характеристик двигательной установки и защиту корпуса камеры сгорания от теплового воздействия со стороны зоны горения при минимизации габаритов конструкции.

Технический результат достигается тем, что в камере сгорания космической двигательной установки на газообразном топливе топливные компоненты закручивают посредством их тангенциального ввода в камеру сгорания со стороны сопловой крышки двигателя. Газообразные горючее и окислитель предварительно перемешивают в форкамере с газообразным гелием и порошком алюминия со средним размером частиц не более 10 мкм, причем массовые доли компонентов топливной смеси (горючее, окислитель, порошок алюминия и гелий) находятся в соотношении, соответственно

z_f /z_ox/z_Al/z_He=0.10/0.45/0.09/0.36

для топлива керосин+кислород,

z _f/z_ox/z_Al/z_He=0.11/0.55/0.11/0.23

для топлива водород+кислород,

где z_f - массовая доля горючего;

z _ox - массовая доля окислителя;

z_Al - массовая доля порошка алюминия;

z_He - массовая доля гелия.

Ввод гелия в форкамеру осуществляют из системы вытеснения топливных баков ЖРД, а газообразные горючее и окислитель получают газификацией гарантийного запаса жидких компонентов в топливных баках ЖРД, причем наряду с перечисленными традиционными компонентами (керосин, водород) используют и другие углеводородные соединения, например, метан, бутан, пропан.

Достижение положительного эффекта изобретения обеспечивается следующими факторами.

1. Применение предварительного перемешивания компонентов топлива в форкамере (предкамере) с инертным газообразным гелием и порошком алюминия обеспечивает более однородную топливную смесь.

2. Подача закрученного потока со стороны сопла позволяет, сократить габариты камеры сгорания и организует эффективную тепловую защиту стенок камеры сгорания.

3. Использование при горении смеси порошка алюминия увеличивает температуру в камере сгорания T, что обеспечивает устойчивое горение топлива при содержании инертного разбавителя (гелия) z_Hе>масс.%.

4. Использование в процессе горения порошка алюминия дисперсностью не менее 10 мкм позволяет добиться высокой полноты сгорания алюминия.

5. Добавление в топливную смесь инертного газообразного гелия уменьшает молекулярную массу рабочего тела и увеличивает значение удельного импульса тяги, [1]:

где I_уд - удельный импульс тяги;

T - температура в камере сгорания;

М - молекулярная масса рабочего тела.

6. Применение для работы двигателя газифицированных компонентов жидкого топлива из гарантийных запасов ЖРД и газообразного гелия из системы вытеснения топливных баков позволяет добиться более полной их утилизации, что повышает энерго-массовые характеристики двигателя.

Сущность изобретения поясняется схемой (Фиг.1), где представлен способ организации рабочего процесса в космической двигательной установке на газообразном топливе. Цифрами обозначено: 1. - корпус камеры сгорания; 2. - сопло; 3. - бак горючего; 4. - бак окислителя; 5. - форкамера; 6. - периферийный тангенциальный завихритель. Реализация способа осуществляется следующим образом. Предварительно газифицированные компоненты топлива (горючее и окислитель) совместно с газообразным гелием из системы вытеснения подаются в форкамеру смешения. Одновременно в эту же форкамеру поступает порошок алюминия дисперсностью не менее 10 мкм. Из форкамеры смесь через периферийный тангенциальный завихритель поступает в камеру сгорания со стороны сопловой крышки по направлению к головной части камеры. Двигаясь по спирали вдоль стенки камеры сгорания в сторону головной части подготовленная к сжиганию смесь нагревается. Воспламенение уже нагретой смеси, происходит при развороте потока в области головной крышки камеры сгорания. Горящая часть потока занимает центральную часть полости камеры в области оси двигательной установки. Одновременно, нагреваясь, периферийная часть потока смеси защищает стенки камеры сгорания от теплового воздействия со стороны горящей части потока из осевой области двигателя.

Пример реализации 1

Для двигательной установки с керосином в качестве горючего и кислородом в качестве окислителя топливная смесь включает керосин, кислород, порошок алюминия и гелий. Оптимальное соотношение массовых долей каждого из компонент (соответственно, z_f , z_ox, z_Al и z_Hе) было определено при анализе результатов параметрических расчетов величины удельного импульса для степени расширения сопла р_к/р_а =1/0.05 (р_к - давление в камере сгорания, р_а - наружное давление). Выбор степени расширения обусловлен условиями работы двигателя в космосе на высоте разделения ступеней ракеты - носителя с ЖРД. В расчетах, проведенных по программе «Астра-2» [7], предполагалось, что в данной смеси горючие компоненты (керосин и алюминий) с окислителем (кислород) находятся в стехиометрическом соотношении. Причем, содержание порошка алюминия составляет 20 масс.% от массы газообразных компонентов топлива (керосина и кислорода, требующегося для его сгорания). Для определения оптимального содержания гелия в указанной смеси варьировали его массовую долю z_Hе. Результаты расчета I_уд от z_Hе приведены на Фиг.2. Анализ результатов, представленных на фиг.2, показывает, что для состава без алюминия (кривая 1) максимальное значение I_уд=2.77 км/с достигается при z_Hе =0.37. Для состава с алюминием (кривая 2) максимальное значение I_уд=3.19 км/с достигается при z_He=0.45. Таким образом, введение в данную смесь порошка алюминия увеличивает удельный импульс на 15%. Из этих же графиков видно, что сначала добавление доли гелия в топливной смеси приводит к росту удельного импульса, а затем повышение доли гелия приводит к снижению удельного импульса. Таким образом, оптимальное для данного примера соотношение массовых долей компонент является z_f/z_ox /z_Al/z_He=0.10/0.45/0.09/0.36.

Выбор значения z_Al в количестве 20 масс.% обусловлен анализом литературных данных [8] по оптимальному содержанию порошка алюминия для твердых ракетных топлив. Проведенный анализ показывает, что дальнейшее увеличение содержания алюминия приводит к росту двухфазных потерь и, в конечном счете, к снижению I_уд .

Наличие оптимального значения z_Hе в топливной смеси связано с наличием двух альтернативных механизмов влияния добавки гелия на удельный импульс двигателя. С одной стороны, низкая молекулярная масса гелия М_Hе ведет к уменьшению молекулярной массы смеси М и увеличению I_уд , согласно соотношению (1), а, с другой стороны, гелий является инертным веществом, не участвует в процессе горения, снижает общую температуру в камере как балластное вещество.

В данном примере реализации 1 максимальное повышение I_уд при совместном влиянии добавок порошка алюминия и гелия в топливную смесь относительно I_уд при z_He=0 и z _Al=0 составило 52%.

Пример реализации 2.

Для двигательной установки (Фиг.1) в топливную смесь, включающую окислитель - кислород, горючее - водород и порошок алюминия, добавляется инертный разбавитель - гелий Как и в примере реализации 1 соотношение горючего и окислителя выбирается стехиометрическим, доля алюминия составляет 20 масс.% от массы газообразных компонентов топлива (водорода и кислорода, необходимого для его сжигания), а оптимальное соотношение массовых долей каждого из компонент (соответственно, z_f, z_ox, z_Al и z_Hе) было определено при анализе результатов параметрических расчетов величины удельного импульса для степени расширения сопла p_к/p_a=1/0.05, проведенных по программе «Астра-2». Результаты расчета I_уд от z _Hе приведены на Фиг.3. Анализ результатов, представленных на Фиг.4, показывает, что для состава без алюминия (кривая 1) максимальное значение I_уд=3.95 км/с достигается при z_He=0.25. Для состава с алюминием (кривая 2) максимальное значение I_уд=4.27 км/с достигается при z_Hе =0.23. Таким образом, введение в данную смесь порошка алюминия увеличивает удельный импульс на 8%. Из этих же графиков видно, что сначала добавление доли гелия в топливной смеси приводит к росту удельного импульса, а затем повышение доли гелия приводит к снижению удельного импульса. Таким образом, оптимальное для данного примера соотношение массовых долей компонентов является z_f/z_ox/z_Al/z_He=0.11/0.55/0.11/0.23.

В данном примере реализации 2 максимальное повышение I_уд при совместном влиянии добавок порошка алюминия и гелия в топливную смесь относительно I_уд при z _Hе=0 и z_Al=0 составило 22%.

Пример реализации 3.

В качестве горючего в топливной смеси могут использоваться и другие углеводороды. В частности для двигательной установки (Фиг.1) в топливную смесь, включающую окислитель - кислород, горючее - метан и порошок алюминия, добавляется инертный разбавитель - гелий. Как и в примере реализации 1 соотношение горючего и окислителя выбирается стехиометрическим, доля алюминия составляет 20 масс.% от массы газообразных компонентов топлива (метана и кислорода, необходимого для его сжигания), а оптимальное соотношение массовых долей каждого из компонент (соответственно, z_f, z_ox, z_Al и z_Hе ) было определено при анализе результатов параметрических расчетов величины удельного импульса для степени расширения сопла р _к/р_а=1 /0.05, проведенных по программе «Астра-2». Результаты расчета I_уд от z_Hе приведены на фиг.3. Анализ результатов, представленных на Фиг.4, показывает, что для состава без алюминия (кривая 1) максимальное значение I_уд=3.71 км/с достигается при z_He=0.25. Для состава с алюминием (кривая 2) максимальное значение I _уд=3.93 км/с достигается при z_Hе=0.25. Таким образом, введение в данную смесь порошка алюминия увеличивает удельный импульс на 5%. Из этих же графиков видно, что сначала добавление доли гелия в топливной смеси приводит к росту удельного импульса, а затем повышение доли гелия приводит к снижению удельного импульса. Таким образом, оптимальное для данного примера соотношение массовых долей компонент является z_f/z_ox /z_Al/z_Hе=0.11/0.53/0.11/0.25.

В данном примере реализации 3 максимальное повышение I_уд при совместном влиянии добавок порошка алюминия и гелия в топливную смесь относительно I_уд при z_Hе=0 и z _Al=0 составило 26%.

Приведенные результаты анализа примеров реализации доказывают, что поставленная задача по повышению энерго-массового совершенства (в частности, удельного импульса ракетной системы) с использованием газифицированных компонентов топлива, газообразного гелия из системы вытеснения и порошка алюминия решена.

ЛИТЕРАТУРА

1. Алемасов В.Е. и др. Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов машиностроительных специальных вузов/В.Е.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин; под ред. В.П.Глушко. - М.: Машиностроение, 1980. - 533 с.

2. 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. (4/2) Самара. 2009 (с.68-72).

3. Казанкин Ф.А., Кутуев Р.Х., Ларин Е.Г., Мезенин П.Б. Способ организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги: RU 2192556 С2. Российская Федерация//Б.И. 10.11.2002.

4. Весноватов А.Г., Барсуков О.А. Жидкостной ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного двигателя малой тяги: RU 2183761 С2. Российская Федерация//Б.И. 20.05.2002.

5. Чванов В.А., Архангельский В.И., Клепиков И.А., Стернин Л.Е., Хазов В.Н., Коновалов С.Г., Каторин Б.И. Жидкостной ракетный двигатель на топливе, содержащим гелиевую добавку: RU 2273754 С2. Российская Федерация//Б.И. 20.03.2005.

6. Тимошенко И.К. Вихревой ракетный двигатель: RU 2300007 С1. Российская Федерация//Б.И. 27.05.2007.

7. Применение ЭВМ для термодинамических расчетов металлургических процессов /Г.Б.Синярев, Н.А.Ватолин, Б.Г.Трусов, Г.К.Моисеев. М.: Наука, 1982. - 263 с.

8. А.В.Алиев и др. Внутренняя баллистика РДТТ / А.В.Алиев, Г.Н.Амарантов, В.Ф.Ахмадеев, под ред. А.М.Липанова, Ю.М.Милехина Серия: Справочная б-ка разработчика-исследов. - М: Машиностроение, 2007, - 501 с.