PL244504B1 - Detonacyjny silnik rakietowy - Google Patents

Abstract

Przedmiotem zgłoszenia jest detonacyjny silnik rakietowy zawierający pierścieniową komorę detonacyjną (5) połączoną z dyszą Aerospike (4) oraz przewody (2, 3) doprowadzające składniki materiału pędnego, połączone z komorą detonacyjną (5). Komora detonacyjna (5) ma dno (9) łączące ścianę wewnętrzną (10) i ścianę zewnętrzną (11), pomiędzy którymi utworzony jest wylot (6). Na wylocie (6) komory detonacyjnej (5) znajdują się rozmieszczone równomiernie co najmniej trzy elementy centrujące (1) łączące ścianę wewnętrzną (10) i ścianę zewnętrzną (11) komory detonacyjnej (5), przy czym w elementach centrujących znajdują się kanały chłodzące (7) połączone z jednym z przewodów (2, 3) doprowadzających składniki materiału pędnego do komory detonacyjnej (5).

Description

Opis wynalazku

Przedmiotem wynalazku jest detonacyjny silnik rakietowy typu zawierającego pierścieniową komorę spalania i dyszę Aerospike.

Obecnie stosowane silniki rakietowe wykorzystujące ciekły materiał pędny wykorzystują klasyczne dzbanowe komory spalania z klasycznymi dyszami dzwonowymi. Dysze te posiadają najczęściej bardzo duże wymiary, a dodatkowo podczas lotu rakiety w atmosferze nie gwarantują optymalnych osiągów, gdyż ze zmianą wysokości lotu rakiety pracują najczęściej w warunkach nieobliczeniowych, tzn. na wylocie z dyszy panuje inne ciśnienie niż ciśnienie otoczenia. Dodatkowo ich wadą jest znaczna długość.

W odróżnieniu od dysz klasycznych, dysze typu „Aerospike” (zwane dalej dyszami Aerospike) posiadają możliwość dostosowania się do zewnętrznych warunków pracy (zmiennego ciśnienia zewnętrznego), a dodatkowo mają niewielka długość. Wykorzystanie dyszy Aerospike z klasycznymi komorami spalania, poza silnikami doświadczalnymi, nie znalazło jak dotychczas praktycznego zastosowania z uwagi na znaczne większą masę takiego silnika.

Dopiero badania nad rozwojem silników rakietowych wykorzystujących nieprzerwanie wirującą detonację (ang. continuously rotating detonation - CRD) zwanymi również silnikami o wirującej detonacji (ang. Rotating Detonation Engines - RDE) lub po prostu silnikami detonacyjnymi otwarło możliwość efektywnego połączenia detonacyjnej komory spalania silnika rakietowego z dyszą typu „Aerospike”.

Z opisu patentowego PL228311B1 znana jest dysza silnika detonacyjnego, która zawiera obudowę, zamkniętą z jednej strony dnem, a z drugiej zakończoną wylotem stożkowym. Obudowa, dno i wylot zawierają kanały chłodzące.

Publikacja US2005284127A1 dotyczy przykładu silnika detonacyjnego z pierścieniową komorą spalania i dyszą typu Aerospike.

Jednakże, badania laboratoryjne osiągów rakietowych silników detonacyjnych z pierścieniową komorą spalania wykazały, że z powodu niemożliwości uzyskania idealnego osiowosymetrycznego przekroju dyszy, podczas działania silnika uzyskuje się asymetrię ciągu.

Celem wynalazku jest eliminacja asymetrii ciągu w detonacyjnych silnikach rakietowych z pierścieniową komorą spalania.

Detonacyjny silnik rakietowy, według wynalazku, zawierający pierścieniową komorę detonacyjną połączoną z dyszą Aerospike oraz przewody doprowadzające składniki materiału pędnego, połączone z pierścieniową komorą detonacyjną, przy czym komora detonacyjna ma dno łączące ścianę wewnętrzną i ścianę zewnętrzną, pomiędzy którymi utworzony jest wylot, charakteryzuje się tym, że na wylocie komory detonacyjnej znajdują się rozmieszczone równomiernie co najmniej trzy elementy centrujące łączące ścianę wewnętrzną i ścianę zewnętrzną komory detonacyjnej, przy czym w elementach centrujących znajdują się kanały chłodzące połączone z jednym z przewodów doprowadzających składniki materiału pędnego do komory detonacyjnej.

Korzystnie, w dyszy Aerospike utworzone są dodatkowe kanały chłodzące połączone z jednym z przewodów doprowadzających składniki materiału pędnego.

Korzystnie, elementy centrujące mają opływowy kształt.

Korzystnie, dysza Aerospike ma kształt stożka ściętego.

Dzięki elementom centrującym utrzymywana jest stała na całym obwodzie odległość pomiędzy ścianą wewnętrzną i ścianą zewnętrzną komory detonacyjnej, a tym samym równomierna powierzchnia przekroju krytycznego dyszy na całym obwodzie wylotu, co eliminuje możliwość występowania asymetrii ciągu.

Zastosowanie kanałów chłodzących rozciągających się w elementach centrujących chroni wspomniane elementy przed uszkodzeniem w wyniku działania wysokiej temperatury gazów wylotowych opuszczających komorę detonacyjną.

Wynalazek został uwidoczniony schematycznie w przykładach wykonania na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia widok perspektywiczny od strony komory detonacyjnej detonacyjnego silnika rakietowego, według pierwszego przykładu wykonania, w przekroju, fig. 2 - widok perspektywiczny od strony dyszy Aerospike detonacyjnego silnika rakietowego, według drugiego przykładu wykonania, w przekroju, fig. 3 przedstawia widok perspektywiczny od strony komory detonacyjnej detonacyjnego silnika rakietowego, według drugiego przykładu wykonania, w przekroju, fig. 4 - widok płaski od strony dyszy Aerospike detonacyjnego silnika rakietowego według drugiego przykładu wykonania, a fig. 5 - widok płaski przekroju detonacyjnego silnika rakietowego według drugiego przykładu wykonania.

Pokazany na fig. 1 detonacyjny silnik rakietowy, według pierwszego przykładu wykonania wynalazku, zawiera pierścieniową komorę detonacyjną 5 ograniczoną dnem 9, ścianą wewnętrzną 10 i ścianą zewnętrzną 11. Komora detonacyjną 5 zawiera również wylot 6 usytuowany naprzeciwko dna 9. Po stronie wylotu 6 znajduje się dysza Aerospike 4, w kształcie stożka ściętego, połączona ze ścianą wewnętrzną 10 komory detonacyjnej 5. W innych niepokazanych przykładach wykonania dysza Aerospike może mieć również kształt paraboliczny. Z komorą detonacyjną 5 połączone są przewody 2, 3, które doprowadzają składniki materiału pędnego, w postaci paliwa i utleniacza, do komory detonacyjnej 5, w szczególności do obszaru przy dnie 9, gdzie umieszczone są wtryskiwacze paliwa W1 i wtryskiwacze utleniacza W2.

W wylocie 6 komory detonacyjnej 5 znajdują się trzy elementy centrujące 1, które łączą ścianę wewnętrzną 10 i ścianę zewnętrzną 11, przy czym elementy centrujące 1 mają opływowy kształt zapewniający mały opór dla gazów wylotowych, oraz są rozmieszczone równomiernie na obwod zie komory detonacyjnej 5, dzieląc wylot 6 na otwory wylotowe 6a {pokazane dokładniej na fig. 4). Liczba elementów centrujących 1 może być większa, w zależności, na przykład, od rozmiaró w silnika i komory detonacyjnej 5, bądź warunków pracy. Na fig. 4 liniami przerywanymi zaznaczono przykładowe rozmieszczenie dodatkowych elementów centrujących 1 dla przypadku, w którym występuje sześć elementów centrujących 1.

W każdym z elementów centrujących 1 znajduje się kanał chłodzący 7, do którego doprowadzona jest niezbędna ilość czynnika chłodzącego będącego równocześnie jednym ze składników materiału pędnego dostarczanego z króćca 15 przewodu 2. Kanały chłodzące 7 łączą pierwszy wewnętrzny kanał obwodowy 12, utworzony w ścianie wewnętrznej 10 komory detonacyjnej 5 oraz połączony z króćcem 15, z zewnętrznym kanałem obwodowym 13 utworzonym w ścianie zewnętrznej 11 komory detonacyjnej 5, który w kierunku dna 9 ma zwężoną część zakończoną wtryskiwaczami W2 podającymi wspomniany składnik materiału pędnego do komory detonacyjnej 5.

Przewód 3 zawiera króciec 16 połączony z drugim wewnętrznym kanałem obwodowym 17 utworzonym w ścianie wewnętrznej 10, który w kierunku dna 9 ma zwężoną część zakończoną wtryskiwaczami W1 podającymi drugi składnik materiału pędnego do komory detonacyjnej 5.

W komorze detonacyjnej 5 znajdują się również (niepokazane) elementy systemu zapłonowego, które inicjują zapłon podawanych materiałów pędnych. Obecność wspomnianego systemu zapłonowego nie jest konieczna w przypadku zastosowania hipergolicznych materiałów pędnych, ponieważ wtedy zapłon następuje samoczynnie po zmieszaniu paliwa i utleniacza w komorze detonacyjnej 5.

W drugim przykładzie wykonania, pokazanym na figurach 2-5, w celu dodatkowego chłodzenia dyszy Aerospike 4, zawiera ona obwodowy kanał 14 z jednej strony połączony z króćcem 15, a z drugiej strony, za pośrednictwem dodatkowych kanałów chłodzących 8, z pierwszym wewnętrznym kanałem obwodowym 12 komory detonacyjnej 5.

Podczas działania silnika według wynalazku, następuje zapłon doprowadzanych do komory detonacyjnej 5 składników materiału pędnego skutkujący ich spalaniem detonacyjnym. Gazy wylotowe są kierowane przez wylot 6 na dyszę Aerospike 4. Dzięki elementom centrującym 1 utrzymywana jest stała na całym obwodzie odległość pomiędzy ścianą wewnętrzną 10 i ścianą zewnętrzną 11 komory detonacyjnej 5, a tym samym stały na całym obwodzie kształt wylotu 6.

Paliwo jest podawane za pośrednictwem przewodu 2, czyli poprzez króciec 16 i drugi wewnętrzny kanał obwodowy 17 do wtryskiwaczy W1 paliwa.

Utleniacz, będący jednocześnie czynnikiem chłodzącym, jest dostarczany za pośrednictwem przewodu 3.

W pierwszym przykładzie wykonania utleniacz jest podawany z króćca 15 bezpośrednio do wewnętrznego kanału obwodowego 12, a następnie do kanałów chłodzących 7 i zewnętrznego kanału obwodowego 13 oraz wtryskiwaczy M2. W takim przypadku dysza Aerospike posiada osobne chłodzenie, na przykład w postaci chłodzenia ablacyjnego.

W drugim przykładzie wykonania, w celu chłodzenia utleniaczem również dyszy Aerospike 4, jest on dostarczany z króćca 15 dodatkowo poprzez znajdujące się w dyszy Aerospike 4 obwodowy kanał 14 i dodatkowe kanały chłodzące 8 do pierwszego wewnętrznego kanału obwodowego 12.

Składniki materiału pędnego (paliwo i utleniacz) są dostarczane do komory detonacyjnej 5 pod ciśnieniem umożliwiającym pokonanie oporów przepływu przez poszczególne kanały i wtryskiwacze.

Wynalazek znajduje zastosowanie w napędach pocisków lub rakiet.

Claims (4)

1. Detonacyjny silnik rakietowy zawierający pierścieniową komorę detonacyjną (5) połączoną z dyszą Aerospike (4) oraz przewody (2, 3) doprowadzające składniki materiału pędnego, połączone z komorą detonacyjną (5), przy czym komora detonacyjna (5) ma dno (9) łączące ścianę wewnętrzną (10) i ścianę zewnętrzną (11), pomiędzy którymi utworzony jest wylot (6), znamienny tym, że na wylocie (6) komory detonacyjnej (5) znajdują się rozmieszczone równomiernie co najmniej trzy elementy centrujące (1) łączące ścianę wewnętrzną (10) i ścianę zewnętrzną (11) komory detonacyjnej (5), przy czym w elementach centrujących znajdują się kanały chłodzące (7) połączone z jednym z przewodów (2, 3) doprowadzających składniki materiału pędnego do komory detonacyjnej (5).

2. Detonacyjny silnik rakietowy, według zastrz. 1, znamienny tym, że w dyszy Aerospike (4) utworzone są dodatkowe kanały chłodzące (8) połączone z jednym z przewodów (2, 3) doprowadzających składniki materiału pędnego.

3. Detonacyjny silnik rakietowy, według zastrz. 1, znamienny tym, że elementy centrujące (1) mają opływowy kształt.

4. Detonacyjny silnik rakietowy, według zastrz. 1, znamienny tym, że dysza Aerospike (4) ma kształt stożka ściętego.