RU2644798C1

RU2644798C1 - Pulsed detonation rocket engine

Info

Publication number: RU2644798C1
Application number: RU2016109764A
Authority: RU
Inventors: Владимир Дмитриевич Шкилев; Виталий Владимирович Коротков; Анатолий Александрович Анкудинов
Original assignee: Владимир Дмитриевич Шкилев; Виталий Владимирович Коротков; Анатолий Александрович Анкудинов
Priority date: 2016-03-18
Filing date: 2016-03-18
Publication date: 2018-02-14

Abstract

FIELD: military equipment.

SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering and is intended to design pulsed rocket engines for spacecraft orientation systems and launch from the surface and landing on low-gravity planets, for example, the Moon. Pulsed detonation rocket engine, in which the supply and ignition system is made in the form of a transparent dielectric tube filled with an inert gas, on the ends of which an anode and a cathode are mounted, and the working body is made in the form of a cylindrical truncated cone made of light-absorbing material, whose wide base faces a supersonic nozzle. Said dielectric transparent tube is installed along the axis of symmetry of the cylindrical truncated cone.

EFFECT: invention facilitates the initiation of discharge, increases the flow rate of the working fluid, and increases the fraction of the burned working fluid, which enables to obtain supersonic velocities at the nozzle outlet, and simplification of the working fluid ignition and supply system.

2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для создания импульсных ракетных двигателей систем ориентации космических аппаратов и старта с поверхности и посадки на планеты с малой гравитацией, например Луну.The invention relates to rocket technology and is intended to create pulse rocket engines of spacecraft orientation systems and launch from the surface and landing on planets with low gravity, for example the Moon.

Известен импульсный электрический ракетный двигатель [1], состоящий из анода, катода и шашки рабочего тела, расположенной между ними.Known pulsed electric rocket engine [1], consisting of an anode, cathode and checkers of the working fluid located between them.

Однако такой ракетный двигатель работает на применении твердого рабочего тела. К недостаткам можно отнести отсутствие продуманной системы зажигания импульса электрического разряда.However, such a rocket engine uses a solid working fluid. The disadvantages include the lack of a well-thought-out ignition system for an electric discharge pulse.

Известен также импульсный ракетный двигатель [2], состоящий из анода, катода и шашки из рабочего тела, выполненного из материала с высоким значением диэлектрической проницаемости.Also known is a pulsed rocket engine [2], consisting of an anode, cathode and checkers from a working fluid made of a material with a high dielectric constant.

Однако и такой двигатель предназначен для использования твердого рабочего тела и не способен использовать порошок из других материалов. Резко ограничен выбор материала для двигателя из-за требований к высокой диэлектрической проницаемости.However, such an engine is designed to use a solid working fluid and is not able to use powder from other materials. The choice of material for the engine is sharply limited due to the requirements for high dielectric constant.

В качестве аналога выбран импульсный электрический ракетный двигатель, состоящий из анода и катода, подключенных к генератору высоковольтных импульсов [3].As an analogue, a pulsed electric rocket engine was chosen, consisting of an anode and a cathode connected to a high-voltage pulse generator [3].

Такой ракетный двигатель работает на жидком рабочем теле. Однако жидкое рабочее тело выполнено в виде пленки и использует режим электрического поверхностного разряда, приводящего к частичному испарению этой пленки. Давление, развиваемое между анодом и катодом, незначительно, что не позволяет получить и высоких скоростей истечения рабочего тела. Поверхностный разряд осуществляется преимущественно по сложившейся электроразрядной дорожке, что позволяет только частично использовать запас рабочего тела.Such a rocket engine runs on a liquid working fluid. However, the liquid working fluid is made in the form of a film and uses the electric surface discharge mode, leading to partial evaporation of this film. The pressure developed between the anode and cathode is negligible, which does not allow to obtain high velocities of the expiration of the working fluid. The surface discharge is carried out mainly along the existing electric discharge path, which allows only partially using the supply of the working fluid.

В качестве аналога выбран электроразрядный [4] ракетный двигатель, содержащий разгонный участок в виде полой трубки, катод и острийковый анод, разделенные диэлектриком и соединенные с высоковольтным источником напряжения, и снабженный системой подачи рабочего тела. Однако и этот двигатель способен лишь частично использовать рабочее тело.An electric discharge [4] rocket engine containing an accelerating section in the form of a hollow tube, a cathode and a spiky anode separated by a dielectric and connected to a high-voltage voltage source and equipped with a working fluid supply system was selected as an analogue. However, this engine is only able to partially use the working fluid.

В качестве прототипа выбран импульсный электроразрядный ракетный двигатель [5], содержащий участок в виде газодинамического резонатора с полой разгонной трубкой, заканчивающийся сверхзвуковым соплом, анодом и катодом, разделенными диэлектриком и соединенными с высоковольтным источником напряжения и высоковольтным конденсатором, снабженный системой подачи и поджига рабочего тела.As a prototype, a pulsed electric discharge rocket engine [5] was selected, which contains a section in the form of a gasdynamic resonator with a hollow booster tube, ending with a supersonic nozzle, anode and cathode, separated by a dielectric and connected to a high voltage voltage source and high voltage capacitor, equipped with a supply and ignition system for the working fluid .

Однако в системе подачи рабочего тела присутствует дозатор подачи рабочего тела, система, инициирующая детонационный разряд, достаточно сложна из-за того, что разряд осуществляется в нестабильных условиях, поскольку использование газообразного рабочего тела не всегда позволяет равномерно разместить его в резонаторе.However, in the supply system of the working fluid there is a dispenser for supplying the working fluid, the system initiating the detonation discharge is rather complicated due to the fact that the discharge is carried out under unstable conditions, since the use of a gaseous working fluid does not always allow it to be uniformly placed in the cavity.

Особенность предлагаемого импульсного ракетного двигателя состоит в том, что система подачи и поджига выполнена в виде прозрачной диэлектрической трубки, заполненной инертным газом, на торцах которой установлены анод и катод, а рабочее тело выполнено в виде цилиндрического усеченного конуса из светопоглощающего материала, обращенного широким основанием в сторону к сверхзвуковому соплу, а диэлектрическая прозрачная трубка установлена по оси симметрии цилиндрического усеченного конуса.A feature of the proposed pulsed rocket engine is that the feed and ignition system is made in the form of a transparent dielectric tube filled with an inert gas, at the ends of which an anode and cathode are installed, and the working fluid is made in the form of a cylindrical truncated cone of a light-absorbing material facing a wide base in side to the supersonic nozzle, and a dielectric transparent tube is installed along the axis of symmetry of the cylindrical truncated cone.

Целью предлагаемого реактивного двигателя является облегчение инициирования разряда, увеличение скорости истечения рабочего тела и увеличение доли сжигаемого рабочего тела.The purpose of the proposed jet engine is to facilitate the initiation of a discharge, increase the velocity of the expiration of the working fluid and increase the proportion of burned working fluid.

На рис. 1 схематично изображен предлагаемый импульсный детонационный ракетный двигатель. Он содержит участок в виде газодинамического резонатора 1 с полой разгонной трубкой 2, заканчивающийся сверхзвуковым соплом 3, анодом 4 и катодом 5, разделенными диэлектриком и соединенными с высоковольтным источником напряжения 6 и высоковольтным конденсатором 7, снабженный системой подачи и поджига рабочего тела. Особенностью является то, что система подачи и поджига выполнена в виде прозрачной диэлектрической трубки 8, заполненной инертным газом 9, на торцах которой установлены анод 4 и катод 5, а рабочее тело 10 выполнено в виде цилиндрического усеченного конуса из светопоглощающего материала, обращенного широким основанием в сторону к сверхзвуковому соплу 3, а диэлектрическая трубка 8 установлена по оси симметрии цилиндрического усеченного конуса 10.In fig. 1 schematically shows the proposed pulsed detonation rocket engine. It contains a section in the form of a gas-dynamic resonator 1 with a hollow acceleration tube 2, ending with a supersonic nozzle 3, anode 4 and cathode 5 separated by a dielectric and connected to a high-voltage voltage source 6 and high-voltage capacitor 7, equipped with a supply and ignition system for the working fluid. The peculiarity is that the feed and ignition system is made in the form of a transparent dielectric tube 8 filled with inert gas 9, at the ends of which an anode 4 and a cathode 5 are installed, and the working fluid 10 is made in the form of a cylindrical truncated cone of a light-absorbing material, facing a wide base in side to the supersonic nozzle 3, and the dielectric tube 8 is installed along the axis of symmetry of the cylindrical truncated cone 10.

Работает предлагаемый импульсный детонационный двигатель следующим образом. При подключении анода 4 и катода 5 к импульсному источнику напряжения 6 и высоковольтному конденсатору 7 между анодом 4 и катодом 5 осуществляется электрический разряд с получением низкотемпературной плазмы с температурой до 30.000 К. Основная часть (до 70-80) энергии выделяется в виде световой энергии, которая проходит через диэлектрическую прозрачную трубку 8 и выделяется на светопоглощающем материале усеченного конуса 10. Высокий коэффициент преобразования электрического разряда в световую энергию достигается за счет заполнения диэлектрической прозрачной трубки 8 инертным газом. Использование других газов нецелесообразно по многим причинам (сильная эрозия катода и анода, пониженные температуры на поверхности светпоглощающего материала). Благодаря своей форме, выполненной в виде цилиндрического усеченного конуса, температура в узком сечении этого конуса существенно выше, чем в широком сечении, что создает мощный гидродинамический импульс в направлении сверхзвукового сопла 3. Импульс создается за счет поверхностного испарения светопоглощающегося материала. Электрический разряд осуществляется в замкнутой герметичной трубке 8, что позволяет добиваться воспроизводимого гидродинамического импульса в зависимости от энергии разряда.The proposed pulsed detonation engine operates as follows. When the anode 4 and cathode 5 are connected to a pulse voltage source 6 and a high-voltage capacitor 7, an electric discharge is carried out between the anode 4 and cathode 5 to produce a low-temperature plasma with a temperature of up to 30,000 K. The main part (up to 70-80) of the energy is released in the form of light energy, which passes through a transparent dielectric tube 8 and is released on the light-absorbing material of the truncated cone 10. A high coefficient of conversion of the electric discharge into light energy is achieved by filling the dielectric transparent tube 8 with an inert gas. The use of other gases is impractical for many reasons (strong erosion of the cathode and anode, low temperatures on the surface of the light-absorbing material). Due to its shape, made in the form of a cylindrical truncated cone, the temperature in the narrow section of this cone is significantly higher than in the wide section, which creates a powerful hydrodynamic pulse in the direction of the supersonic nozzle 3. The pulse is created due to surface evaporation of the light-absorbing material. Electric discharge is carried out in a closed sealed tube 8, which allows to achieve a reproducible hydrodynamic pulse depending on the energy of the discharge.

Примеры выполнения реактивного двигателя №1. В качестве светопоглощающего материала выбран эбонит с высоким коэффициентом светового поглощения. Зазор между герметичной прозрачной трубкой выбран в 2 мм. При энергии разряда в 1000 Дж и длительности импульса в 10^-3 секунды мощность разряда оценивается в 1 МВт. На выходе из сопла регистрируется мощный выхлоп из испарившегося материала.Examples of the jet engine No. 1. Ebonite with a high coefficient of light absorption was selected as a light-absorbing material. The gap between the sealed transparent tube is selected at 2 mm. With a discharge energy of 1000 J and a pulse duration of 10 ⁻³ seconds, the discharge power is estimated at 1 MW. At the exit of the nozzle, a powerful exhaust from the evaporated material is recorded.

Примеры выполнения реактивного двигателя №2. В качестве светопоглощающего материала выбран эбонит с высоким коэффициентом светового поглощения. Зазор между герметичной прозрачной трубкой выбран в 2 мм в области узкого сечения конуса из светопоглощающего материала и 4 мм в области широкого сечения конуса. При энергии разряда в 1000 Дж и длительности импульса в 10^-3 секунды мощность разряда по-прежнему оценивается в 1 МВт. Благодаря ускоренному движению в сторону сопла на выходе из него регистрируется сверхзвуковое истечение из испарившегося материала, что подтверждается скачками уплотнения (полосами с увеличенной концентрацией продуктов световой эрозии) на бумаге, расположенной вблизи сопла.Examples of the jet engine No. 2. Ebonite with a high coefficient of light absorption was selected as a light-absorbing material. The gap between the sealed transparent tube is selected at 2 mm in the region of the narrow section of the cone made of light-absorbing material and 4 mm in the region of the wide section of the cone. With a discharge energy of 1000 J and a pulse duration of 10 ⁻³ seconds, the discharge power is still estimated at 1 MW. Due to the accelerated movement towards the nozzle, supersonic outflow from the evaporated material is detected at the exit from the nozzle, which is confirmed by shock waves (bands with an increased concentration of light erosion products) on paper located near the nozzle.

Техническим результатом можно признать получение сверхзвуковых скоростей на выходе из сопла и упрощение системы поджига и подачи рабочего тела.The technical result can be recognized as obtaining supersonic speeds at the exit of the nozzle and simplifying the system of ignition and supply of the working fluid.

В предложенном импульсном детонационном двигателе нет проблем запуска разряда, нет проблем с подачей рабочего тела, поскольку рабочее тело твердое и нет необходимости его перемещать. При освоении Луны в качестве рабочего тела можно использовать спеченный лунный реголит. Плотность излучения от предложенного импульсного источника света позволяет при небольших зазорах испарять даже вольфрам, который не совсем пригоден в качестве рабочего тела, поскольку температура испарения этого металла весьма значительнаIn the proposed pulsed detonation engine there is no problem of starting the discharge, there are no problems with the supply of the working fluid, since the working fluid is solid and there is no need to move it. When exploring the moon, sintered lunar regolith can be used as a working medium. The radiation density from the proposed pulsed light source allows even tungsten, which is not quite suitable as a working fluid, to evaporate with small gaps, since the evaporation temperature of this metal is very significant

Источники информацииInformation sources

1. Патент RU №201113344. Импульсный электрический ракетный двигатель.1. Patent RU No. 2011113344. Pulse electric rocket engine.

2. Патент RU №2211952. Импульсный электрический ракетный двигатель.2. Patent RU No. 2211952. Pulse electric rocket engine.

3. Патент RU №2011124587. Импульсный электрический ракетный двигатель.3. Patent RU No. 2011124587. Pulse electric rocket engine.

4. Патент RU №200710731. Импульсный электрический ракетный двигатель.4. Patent RU No. 200710731. Pulse electric rocket engine.

5. Патент RU №2433293. Импульсный детонационный ракетный двигатель.5. Patent RU No. 2433293. Pulse detonation rocket engine.

Claims

1. Pulse detonation rocket engine containing a section in the form of a gas-dynamic resonator with a hollow booster tube, ending with a supersonic nozzle, anode and cathode, separated by a dielectric and connected to a high-voltage voltage source and high-voltage capacitor, equipped with a supply system and ignition of the working fluid, characterized in that the supply and ignition system is made in the form of a transparent dielectric tube filled with an inert gas, at the ends of which an anode and cathode are installed, and the working fluid ying a cylindrical truncated cone of light absorbing material facing towards the broad base to the supersonic nozzle, and dielectric transparent tube installed on the axis of symmetry of the cylindrical truncated cone.

2. Pulse electric discharge rocket engine according to claim 1, characterized in that the working fluid is made of ebonite.

3. Pulse electric discharge rocket engine according to claim 1, characterized in that the working fluid is made of sintered lunar regolith powder.