Детонационный жидкостный ракетный двигатель: Россия испытала детонационный жидкостный ракетный двигатель нового поколения — Газета.Ru

Детонационный жидкостный ракетный двигатель принцип работы. Детонационный двигатель — будущее российского двигателестроения. Дальнейшие направления разработки и перспективы

Что на самом деле стоит за сообщениями о первом в мире детонационном ракетном двигателе, испытанном в России?

В конце августа 2016 года мировые информационные агентства облетела новость: на одном из стендов НПО «Энергомаш» в подмосковных Химках заработал первый в мире полноразмерный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с использованием детонационного горения топлива — . К этому событию отечественная наука и техника шла 70 лет. Идея детонационного двигателя была предложена советским физиком Я. Б. Зельдовичем в статье «Об энергетическом использовании детонационного сгорания», опубликованной в «Журнале технической физики» еще в 1940 году. С тех пор во всем мире шли исследования и эксперименты по практической реализации перспективной технологии. В этой гонке умов вперед вырывались то Германия, то США, то СССР. И вот важный приоритет в мировой истории техники закрепила за собой Россия. В последние годы чем-то подобным нашей стране удается похвастать не часто.

На гребне волны

Испытание детонационного жидкостного ракетного двигателя

В чем же состоят преимущества детонационного двигателя? В традиционных ЖРД, как, впрочем, и в обычных поршневых или турбореактивных авиадвигателях, используется энергия, которая выделяется при сжигании топлива. В камере сгорания ЖРД при этом образуется стационарный фронт пламени, горение в котором происходит при неизменном давлении. Этот процесс обычного горения называется дефлаграцией. В результате взаимодействия горючего и окислителя температура газовой смеси резко возрастает и из сопла вырывается огненный столб продуктов сгорания, которые и образуют реактивную тягу.

Детонация — это тоже горение, но происходит оно в 100 раз быстрее, чем при обычном сжигании топлива. Этот процесс идет так быстро, что детонацию часто путают со взрывом, тем более что при этом выделяется столько энергии, что, к примеру, автомобильный мотор при возникновении этого явления в его цилиндрах и в самом деле может разрушиться. Однако детонация — это не взрыв, а вид горения столь стремительного, что продукты реакции даже не успевают расшириться, поэтому этот процесс, в отличие от дефлаграции, идет при постоянном объеме и резко возрастающем давлении.

На практике это выглядит следующим образом: вместо стационарного фронта пламени в топливной смеси внутри камеры сгорания формируется детонационная волна, которая движется со сверхзвуковой скоростью. В этой волне сжатия и происходит детонация смеси горючего и окислителя, а это процесс с термодинамической точки зрения куда более эффективный, чем обычное сжигание топлива. КПД детонационного сгорания на 25–30% больше, то есть при сжигании одинакового количества топлива получается больше тяги, а благодаря компактности зоны горения детонационный двигатель по мощности, снимаемой с единицы объема, теоретически на порядок превосходит обычные ЖРД.

Уже одного этого оказалось достаточно, чтобы привлечь самое пристальное внимание специалистов к этой идее. Ведь тот застой, который сейчас возник в развитии мировой космонавтики, на полвека застрявшей на околоземной орбите, в первую очередь связан с кризисом ракетного двигателестроения. В кризисе, кстати, находится и авиация, не способная перешагнуть порог трех скоростей звука. Этот кризис можно сравнить с ситуацией в поршневой авиации в конце 1930-х годов. Винт и двигатель внутреннего сгорания исчерпали свой потенциал, и только появление реактивных двигателей позволило выйти на качественно новый уровень высот, скоростей и дальности полетов.

Детонационный ракетный двигатель

Конструкции классических ЖРД за последние десятилетия были вылизаны до совершенства и практически подошли к пределу своих возможностей. Увеличить их удельные характеристики в будущем возможно лишь в очень незначительных пределах — на считаные проценты. Поэтому мировая космонавтика вынуждена идти по экстенсивному пути развития: для пилотируемых полетов на Луну приходится строить гигантские ракеты-носители, а это очень сложно и безумно дорого, во всяком случае для России. Попытка преодолеть кризис с помощью ядерных двигателей наткнулась на экологические проблемы. Появление детонационных ЖРД, быть может, и рано сравнивать с переходом авиации на реактивную тягу, но ускорить процесс освоения космоса они вполне способны. Тем более что у этого типа реактивных двигателей есть еще одно очень важное преимущество.

ГРЭС в миниатюре

Обычный ЖРД — это, в принципе, большая горелка. Для увеличения его тяги и удельных характеристик нужно поднимать давление в камере сгорания. При этом топливо, которое впрыскивается в камеру через форсунки, должно подаваться при большем давлении, чем реализуется в процессе сгорания, иначе струя топлива просто не сможет проникнуть в камеру. Поэтому самым сложным и дорогим агрегатом в ЖРД является вовсе не камера с соплом, которое у всех на виду, а топливный турбонасосный агрегат (ТНА), спрятанный в недрах ракеты среди хитросплетения трубопроводов.

К примеру, у самого мощного в мире ЖРД РД-170, созданного для первой ступени советской сверхтяжелой ракеты-носителя «Энергия» тем же НПО «Энергия», давление в камере сгорания составляет 250 атмосфер. Это очень много. Но давление на выходе из кислородного насоса, качающего окислитель в камеру сгорания, достигает величины 600 атм. Для привода этого насоса используется турбина мощностью 189 МВт! Только представьте себе это: колесо турбины диаметром 0,4 м развивает мощность, в четыре раза большую, чем атомный ледокол «Арктика» с двумя ядерными реакторами! При этом ТНА — это сложное механическое устройство, вал которого совершает 230 оборотов в секунду, а работать ему приходится в среде жидкого кислорода, где малейшая не искра даже, а песчинка в трубопроводе приводит к взрыву. Технологии создания такого ТНА и есть главное ноу-хау «Энергомаша», обладание которым позволяет российской компании и сегодня продавать свои двигатели для установки на американских ракетах-носителях Atlas V и Antares. Альтернативы российским двигателям в США пока нет.

Для детонационного двигателя такие сложности не нужны, поскольку давление для более эффективного сгорания обеспечивает сама детонация, которая и представляет собой бегущую в топливной смеси волну сжатия. При детонации давление увеличивается в 18–20 раз без всякого ТНА.

Чтобы получить в камере сгорания детонационного двигателя условия, эквивалентные, к примеру, условиям в камере сгорания ЖРД американского «Шаттла» (200 атм), достаточно подавать топливо под давлением… 10 атм. Агрегат, необходимый для этого, по сравнению с ТНА классического ЖРД — все равно что велосипедный насос рядом Саяно-Шушенской ГРЭС.

То есть детонационный двигатель будет не только мощнее и экономичнее обычного ЖРД, но и на порядок проще и дешевле. Так почему же эта простота в течение 70 лет не давалась в руки конструкторам?

Пульс прогресса

Главная проблема, которая встала перед инженерами, — как совладать с детонационной волной. Дело ведь не только в том, чтобы сделать двигатель прочнее, чтобы он выдержал повышенные нагрузки. Детонация — это не просто взрывная волна, а кое-что похитрее. Взрывная волна распространяется со скоростью звука, а детонационная со сверхзвуковой скоростью — до 2500 м/с. Она не образует стабильного фронта пламени, поэтому работа такого двигателя носит пульсирующий характер: после каждой детонации необходимо обновить топливную смесь, после чего запустить в ней новую волну.

Попытки создать пульсирующий реактивный двигатель предпринимались задолго до идеи с детонацией. Именно в применении пульсирующих реактивных двигателей пытались найти альтернативу поршневым моторам в 1930-е годы. Привлекала опять же простота: в отличие от авиационной турбины для пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ПуВРД) не нужны были ни вращающийся со скоростью 40 000 оборотов в минуту компрессор для нагнетания воздуха в ненасытное чрево камеры сгорания, ни работающая при температуре газа свыше 1000˚С турбина. В ПуВРД давление в камере сгорания создавали пульсации в горении топлива.

Первые патенты на пульсирующий воздушно-реактивный двигатель были получены независимо друг от друга в 1865 году Шарлем де Луврье (Франция) и в 1867 году Николаем Афанасьевичем Телешовым (Россия). Первую работоспособную конструкцию ПуВРД запатентовал в 1906 году русский инженер В.В. Караводин, годом позже построивший модельную установку. Установка Караводина вследствие ряда недостатков не нашла применения на практике. Первым ПуВРД, работавшим на реальном летательном аппарате, стал немецкий Argus As 014, основанный на патенте 1931 года мюнхенского изобретателя Пауля Шмидта. Argus создавался для «оружия возмездия» — крылатой бомбы «Фау-1». Аналогичную разработку создал в 1942 году советский конструктор Владимир Челомей для первой советской крылатой ракеты 10Х.

Конечно, эти двигатели еще не были детонационными, поскольку в них использовались пульсации обычного горения. Частота этих пульсаций была невелика, что порождало характерный пулеметный звук при работе. Удельные характеристики ПуВРД из-за прерывистого режима работы в среднем были невысоки и после того, как конструкторы к концу 1940-х годов справились со сложностями создания компрессоров, насосов и турбин, турбореактивные двигатели и ЖРД стали королями неба, а ПуВРД остались на периферии технического прогресса.

Любопытно, что первые ПуВРД немецкие и советские конструкторы создали независимо друг от друга. Кстати, и идея детонационного двигателя в 1940 году пришла в голову не одному только Зельдовичу. Одновременно с ним те же мысли высказали Фон Нейман (США) и Вернер Деринг (Германия), так что в международной науке модель использования детонационного горения назвали ZND.

Идея объединить ПуВРД с детонационным горением была очень заманчивой. Но фронт обычного пламени распространяется со скоростью 60–100 м/с и частота его пульсаций в ПуВРД не превышает 250 в секунду. А детонационный фронт движется со скоростью 1500‒2500 м/с, таким образом частота пульсаций должна составлять тысячи в секунду. Реализовать такую скорость обновления смеси и инициации детонации на практике было затруднительно.

Тем не менее попытки создания работоспособных пульсирующих детонационных двигателей продолжались. Работа специалистов ВВС США в этом направлении увенчалась созданием двигателя-демонстратора, который 31 января 2008 года впервые поднялся в небо на экспериментальном самолете Long-EZ. В историческом полете двигатель проработал… 10 секунд на высоте 30 метров. Тем не менее приоритет в данном случае остался за Соединенными Штатами, а самолет по праву занял место в Национальном музее ВВС США.

Между тем уже давно была придумана другая, гораздо более перспективная схема детонационного двигателя.

Как белка в колесе

Мысль закольцевать детонационную волну и заставить ее бегать в камере сгорания как белка в колесе родилась у ученых в начале 1960-х годов. Явление спиновой (вращающейся) детонации теоретически предсказал советский физик из Новосибирска Б. В. Войцеховский в 1960 году. Почти одновременно с ним, в 1961 году, ту же идею высказал американец Дж. Николлс из Мичиганского университета.

Ротационный, или спиновый, детонационный двигатель конструктивно представляет собой кольцевую камеру сгорания, топливо в которую подается с помощью радиально расположенных форсунок. Детонационная волна внутри камеры движется не в осевом направлении, как в ПуВРД, а по кругу, сжимая и выжигая топливную смесь перед собой и в конце концов выталкивая продукты сгорания из сопла точно так же, как винт мясорубки выталкивает наружу фарш. Вместо частоты пульсаций мы получаем частоту вращения детонационной волны, которая может достигать нескольких тысяч в секунду, то есть практически двигатель работает не как пульсирующий, а как обычный ЖРД со стационарным горением, но куда более эффективно, поскольку на самом деле в нем происходит детонация топливной смеси.

В СССР, как и в США, работы над ротационным детонационным двигателем шли с начала 1960-х годов, но опять же при кажущейся простоте идеи ее реализация потребовала решения головоломных теоретических вопросов. Как организовать процесс так, чтобы волна не затухала? Необходимо было понимание сложнейших физико-химических процессов, происходящих в газовой среде. Тут расчет велся уже не на молекулярном, а на атомарном уровне, на стыке химии и квантовой физики. Процессы эти более сложны, чем те, что происходят при генерации луча лазера. Именно поэтому лазер уже давно работает, а детонационный двигатель — нет. Для понимания этих процессов потребовалось создать новую фундаментальную науку — физико-химическую кинетику, которой 50 лет назад еще не существовало. А для практического расчета условий, при которых детонационная волна не будет затухать, а станет самоподдерживающейся, потребовались мощные ЭВМ, появившиеся лишь в последние годы. Вот какой фундамент необходимо было положить в основание практических успехов по укрощению детонации.

Активные работы в этом направлении ведутся в Соединенных Штатах. Этими исследованиями занимаются Pratt & Whitney, General Electric, NASA. К примеру, в научно-исследовательской лаборатории ВМФ США разрабатываются спиновые детонационные газотурбинные установки для флота. В ВМФ США используется 430 газотурбинных установок на 129 кораблях, в год они потребляют топлива на три миллиарда долларов. Внедрение более экономных детонационных газотурбинных двигателей (ГТД) позволит сберечь гигантские средства.

В России над детонационными двигателями работали и продолжают работать десятки НИИ и КБ. В их числе и НПО «Энергомаш» — ведущая двигателестроительная компания российской космической промышленности, со многим предприятиями которой сотрудничает банк ВТБ. Разработка детонационного ЖРД велась не один год, но для того чтобы вершина айсберга этой работы засверкала под солнцем в виде успешного испытания, потребовалось организационное и финансовое участие небезызвестного Фонда перспективных исследований (ФПИ). Именно ФПИ выделил необходимые средства для создания в 2014 году специализированной лаборатории «Детонационные ЖРД». Ведь несмотря на 70 лет исследований, эта технология до сих пор остается в России «слишком перспективной», чтобы ее финансировали заказчики вроде Министерства обороны, которым нужен, как правило, гарантированный практический результат. А до него еще очень далеко.

Укрощение строптивой

Хочется верить, что после всего сказанного выше становится понятна та титаническая работа, которая проглядывает между строк краткого сообщения об испытаниях, прошедших на «Энергомаше» в Химках в июле — августе 2016 года: «Впервые в мире был зарегистрирован установившийся режим непрерывной спиновой детонации поперечных детонационных волн частотой около 20 кГц (частота вращения волны — 8 тысяч оборотов в секунду) на топливной паре „кислород — керосин“. Удалось добиться получения нескольких детонационных волн, уравновешивавших вибрационные и ударные нагрузки друг друга. Специально разработанные в центре имени М. В. Келдыша теплозащитные покрытия помогли справиться с высокими температурными нагрузками. Двигатель выдержал несколько пусков в условиях экстремальных вибронагрузок и сверхвысоких температур при отсутствии охлаждения пристеночного слоя. Особую роль в этом успехе сыграло создание математических моделей и топливных форсунок, позволявших получать смесь необходимой для возникновения детонации консистенции».

Разумеется, не стоит преувеличивать значение достигнутого успеха. Создан лишь двигатель-демонстратор, который проработал относительно недолго, и о его реальных характеристиках ничего не сообщается. По информации НПО «Энергомаш», детонационный ЖРД позволит поднять тягу на 10% при сжигании того же количества топлива, что и в обычном двигателе, а удельный импульс тяги должен увеличиться на 10–15%.

Создание первого в мире полноразмерного детонационного ЖРД закрепило за Россией важный приоритет в мировой истории науки и техники.

Но главный результат состоит в том, что практически подтверждена возможность организации детонационного горения в ЖРД. Однако путь до использования этой технологии в составе реальных летательных аппаратов предстоит еще долгий. Другой важный аспект заключается в том, что еще один мировой приоритет в области высоких технологий отныне закреплен за нашей страной: впервые в мире полноразмерный детонационный ЖРД заработал именно в России, и этот факт останется в истории науки и техники.

Для практической реализации идеи детонационного ЖРД потребовалось 70 лет напряженного труда ученых и конструкторов.

Фото: Фонд перспективных исследований

Общая оценка материала: 5

АНАЛОГИЧНЫЕ МАТЕРИАЛЫ (ПО МЕТКАМ):

Графен прозрачный, магнитный и фильтрующий воду
Отец видеозаписи Александр Понятов и AMPEX

Опытно-конструкторское бюро имени Люльки разработало, изготовило и испытало опытный образец пульсирующего резонаторного детонационного двигателя с двухстадийным сжиганием керосиновоздушной смеси. Как сообщает ИТАР-ТАСС, средняя измеренная тяга двигателя составила около ста килограммов, а длительность непрерывной работы ─ более десяти минут. До конца текущего года ОКБ намерено изготовить и испытать полноразмерный пульсирующий детонационный двигатель.

По словам главного конструктора ОКБ имени Люльки Александра Тарасова, в ходе испытаний моделировались режимы работы, характерные для турбореактивного и прямоточного двигателей. Измеренные величины удельной тяги и удельного расхода топлива оказались на 30-50 процентов лучше, чем у обычных воздушно-реактивных двигателей. В ходе экспериментов производилось многократное включение и выключение нового двигателя, а также регулирование тяги.

На основе проведенных исследований, полученных при испытании данных, а также схемно-конструкторского анализа ОКБ имени Люльки намерено предложить разработку целого семейства пульсирующих детонационных авиационных двигателей. В частности, могут быть созданы двигатели с коротким ресурсом работы для беспилотных летательных аппаратов и ракет и самолетные двигатели с крейсерским сверхзвуковым режимом полета.

В перспективе на основе новых технологий могут быть созданы двигатели для ракетно-космических систем и комбинированных силовых установок самолетов, способных выполнять полеты в атмосфере и за ее пределами.

По оценке конструкторского бюро, новые двигатели позволят увеличить тяговооруженность самолетов в 1,5-2 раза. Кроме того, при использовании таких силовых установок дальность полета или масса авиационных средств поражения могут увеличиться на 30-50 процентов. При этом удельный вес новых двигателей будет в 1,5-2 раза меньше аналогичного показателя обычных реактивных силовых установок.

О том, что в России ведутся работы по созданию пульсирующего детонационного двигателя, сообщалось в марте 2011 года. Об этом заявил тогда Илья Федоров, управляющий директор научно-производственного объединения «Сатурн», в состав которого входит ОКБ имени Люльки. О каком именно типе детонационного двигателя шла речь, Федоров не уточнил.

В настоящее время известны три вида пульсирующих двигателей ─ клапанные, бесклапанные и детонационные. Принцип работы этих силовых установок заключается в периодической подаче в камеру сгорания топлива и окислителя, где происходит воспламенение топливной смеси и истечение продуктов сгорания из сопла с образованием реактивной тяги. Отличие от обычных реактивных двигателей заключается в детонационном горении топливной смеси, при котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель был изобретен еще в конце XIX века шведским инженером Мартином Вибергом. Пульсирующий двигатель считается простым и дешевым в изготовлении, однако из-за особенностей горения топлива ─ малонадежным. Впервые новый тип двигателя был использован серийно во время Второй мировой войны на немецких крылатых ракетах Фау-1. На них устанавливался двигатель Argus As-014 компании Argus-Werken.

В настоящее время несколько крупных оборонных фирм мира занимаются исследованиями в области создания высокоэффективных пульсирующих реактивных двигателей. В частности, работы ведут французская компания SNECMA и американские General Electric и Pratt & Whitney. В 2012 году Научно-исследовательская лаборатория ВМС США объявила о намерении разработать спиновый детонационный двигатель, который должен будет заменить на кораблях обычные газотурбинные силовые установки.

Научно-исследовательская лаборатория (NRL) ВМС США намерена разработать ротационный, или спиновый, детонационный двигатель (Rotating Detonation Engine, RDE), который в перспективе сможет заменить на кораблях обычные газотурбинные силовые установки. Как сообщает NRL, новые двигатели позволят военным снизить потребление топлива, одновременно повысив энергетическую отдачу силовых установок.

В настоящее время ВМС США используют 430 газотурбинных двигателей (ГТД) на 129 кораблях. Ежегодно они потребляют топлива на два миллиарда долларов. По оценке NRL, благодаря RDE военные смогут экономить на топливе до 400 миллионов долларов в год. RDE смогут вырабатывать на десять процентов больше энергии, чем обычные ГТД. Прототип RDE уже создан, однако когда такие двигатели начнут поступать на флот, пока неизвестно.

В основу RDE легли наработки NRL, полученные при создании пульсирующего детонационного двигателя (Pulse Detonation Engine, PDE). Работа таких силовых установок основана на устойчивом детонационном горении топливной смеси.

Спиновые детонационные двигатели отличаются от пульсирующих тем, что детонационное горение топливной смеси в них происходит непрерывно ─ фронт горения перемещается в кольцевой камере сгорания, в которой топливная смесь постоянно обновляется.

В действительности вместо постоянного фронтального пламени в зоне сгорания, образуется детонационная волна, несущаяся со сверхзвуковой скоростью. В такой волне сжатия детонируют топливо и окислитель, этот процесс, с точки зрения термодинамики повышает КПД двигателя на порядок, благодаря компактности зоны сгорания.

Интересно, что ещё в 1940 году советский физик Я.Б. Зельдович предложил идею детонационного двигателя в статье «Об энергетическом использовании детонационного сгорания». С тех пор над перспективной идеей работали многие учёные из разных стран, вперёд выходили то США, то Германия, то наши соотечественники.

Летом, в августе 2016 года российским учёным удалось создать впервые в мире полноразмерный жидкостный реактивный двигатель, работающий на принципе детонационного сгорания топлива. Наша страна наконец-то за многие постперестроечные годы установила мировой приоритет в освоении новейшей техники.

Чем же так хорош новый двигатель? В реактивном двигателе применяется энергия, выделяемая при сжигании смеси при постоянном давлении и неизменным пламенном фронте. Газовая смесь из топлива и окислителя при горении резко повышает температуру и столб пламени, вырывающийся из сопла, создаёт реактивную тягу.

При детонационном горении продукты реакции не успевают разрушиться, потому что этот процесс в 100 раз быстрее дефларгации и давлении при этом стремительно увеличивается, а объём остаётся неизменным. Выделение такого большого количества энергии действительно может разрушить двигатель автомобиля, поэтому такой процесс часто ассоциируется со взрывом.

В действительности вместо постоянного фронтального пламени в зоне сгорания, образуется детонационная волна, несущаяся со сверхзвуковой скоростью. В такой волне сжатия детонируют топливо и окислитель, этот процесс, с точки зрения термодинамики повышает КПД двигателя на порядок,
благодаря компактности зоны сгорания. Поэтому специалисты так рьяно и приступили к разработке этой идеи.В обычном ЖРД, по сути, являющейся большой горелкой, главное не камера сгорания и сопло, а топливный турбонасосный агрегат (ТНА), создающий такое давление, чтобы топливо проникло в камеру. К примеру, в российском ЖРД РД-170 для ракет-носителей «Энергия» давление в камере сгорания 250 атм и насосу, подающему окислитель в зону сгорания приходиться создавать давление в 600 атм.

В детонационном двигателе давление создаётся самой детонацией, представляющую бегущую волну сжатия в смеси топлива, в которой давление без всякого ТНА уже в 20 раз больше и турбонасосные агрегаты являются лишними. Чтобы было понятно, у американского «Шаттла» давление в камере сгорания 200 атм, а детонационному двигателю в таких условиях надо всего лишь 10 атм для подачи смеси — это как велосипедный насос и Саяно-Шушенская ГЭС.

Двигатель на основе детонации в таком случае не только более простой и дешёвый на целый порядок, но гораздо мощнее и экономичнее, чем обычный ЖРД. На пути внедрения проекта детонационного двигателя встала проблема совладения с волной детонации. Это явление непросто взрывная волна, которая имеет скорость звука, а детонационная, распространяющаяся со скоростью 2500 м/сек, в ней нет стабилизации фронта пламени, за каждую пульсацию обновляется смесь и волна вновь запускается.

Ранее русские и французские инженеры разрабатывали и строили реактивные пульсирующие двигатели, но не на принципе детонации, а на основе пульсации обычного горения. Характеристики таких ПуВРД были низкими и когда двигателестроители разработали насосы, турбины и компрессоры, наступил век реактивных двигателей и ЖРД, а пульсирующие остались на обочине прогресса. Светлые головы науки пытались объединить детонационное горение с ПуВРД, но частота пульсаций обычного фронта горения составляет не более 250 в секунду, а фронт детонации обладает скоростью до 2500 м/сек и частота его пульсаций достигает несколько тысяч в секунду. Казалось невозможным воплотить на практике такую скорость обновления смеси и при этом инициировать детонацию.

В СЩА удалось построить такой детонационный пульсирующий двигатель и испытать его в воздухе, правда, проработал он всего 10 секунд, но приоритет остался за американскими конструкторами. Но уже в 60-х годах прошлого века советскому учёному Б.В. Войцеховскому и практически в то же время и американцу из университета в Мичигане Дж. Николсу пришла идея закольцевать в камере сгорания волну детонации.

Как работает детонационный ЖРД

Такой ротационный двигатель состоял из кольцевой камеры сгорания с форсунками, размещёнными по её радиусу для подачи топлива. Волна детонации бегает как белка в колесе по окружности, топливная смесь сжимается и выгорает, выталкивая продукты сгорания через сопло. В спиновом двигателе получаем частоту вращения волны в несколько тысяч в секунду, работа его подобна рабочему процессу в ЖРД, только более эффективно, благодаря детонации смеси топлива.

В СССР и США, а позже в России ведутся работы по созданию ротационного детонационного двигателя с незатухающей волной, пониманию процессов, происходящих внутри, для чего была создана целая наука физико-химическая кинетика. Для расчёта условий незатухающей волны нужны были мощные ЭВМ, которые создали лишь в последнее время.

В России над проектом такого спинового двигателя работают многие НИИ и КБ, среди которых двигателестроительная компания космической промышленности НПО «Энергомаш». На помощь в разработке такого двигателя пришёл Фонд перспективных исследований, ведь финансирование от Министерства обороны добиться невозможно — им подавай только гарантированный результат.

Тем не мене на испытаниях в Химках на «Энергомаше» был зафиксирован установившийся режим непрерывной спиновой детонации — 8 тысяч оборотов в секунду на смеси «кислород — керосин». При этом детонационные волны уравновешивали волны вибрации, а теплозащитные покрытия выдержали высокие температуры.

Но не стоит обольщаться, ведь это лишь двигатель-демонстратор, проработавший весьма непродолжительное время и о характеристиках его ещё пока ничего не сказано. Но основное в том, что доказана возможность создания детонационного горения и создан полноразмерный спиновой двигатель именно в России, что останется в истории науки навсегда.

Пока всё прогрессивное человечество из стран НАТО готовится приступить к испытаниям детонационного двигателя (испытания могут случиться в 2019 году (а скорее значительно позже)), в отсталой России объявили о завершении испытаний такого двигателя.

Объявили совершенно спокойно и никого не пугая. Но на Западе ожидаемо испугались и начался истерический вой – мы отстанем на всю оставшуюся жизнь. Работы над детонационным двигателем (ДД) ведутся в США, Германии, Франции и Китае. В общем, есть основания полагать, что решение проблемы интересует Ирак и Северную Корею – уж очень перспективная наработка, которая фактически означает новый этап в ракетостроении. И вообще в двигателестроении.

Идея детонационного двигателя впервые была озвучена в 1940 году советским физиком Я.Б. Зельдовичем. И создание такого двигателя сулило огромные выгоды. Для ракетного двигателя, например,:

• В 10 000 раз повышается мощность по сравнению с обычным ЖРД. В данном случае мы говорим о мощности, получаемой с единицы объёма двигателя;
• В 10 раз меньше топлива на единицу мощности;
• ДД просто существенно (в разы) дешевле стандартного ЖРД.

Жидкостный ракетный двигатель – это такая большая и очень дорогая горелка. А дорогая потому, что для поддержания устойчивого горения требуется большое количество механических, гидравлических, электронных и других механизмов. Очень сложное производство. Настолько сложное, что США уже много лет не могут создать свой ЖРД и вынуждены закупать в России РД-180.

Россия очень скоро получит серийный надёжный недорогой лёгкий ракетный двигатель. Со всеми вытекающими последствиями:

ракета может нести в разы большее количество полезной нагрузки – сам двигатель весит существенно меньше, топлива нужно в 10 раз меньше на заявленную дальность полёта. А можно эту дальность просто в 10 раз увеличить;

себестоимость ракеты снижается кратно. Это хороший ответ для любителей организовать гонку вооружения с Россией.

А ещё есть дальний космос… Открываются просто фантастические перспективы по его освоению.

Впрочем, американцы правы и сейчас не до космоса – уже готовятся пакеты санкций, чтобы детонационный двигатель в России не случился. Мешать будут изо всех сил – уж больно серьёзную заявку на лидерство сделали наши учёные.

07 Фев 2018



Метки:

2311

Обсуждение: 3 комментария

* В 10 000 раз повышается мощность по сравнению с обычным ЖРД. В данном случае мы говорим о мощности, получаемой с единицы объёма двигателя;
В 10 раз меньше топлива на единицу мощности;
—————
как-то не вяжется с другими публикациями:
«В зависимости от конструкции он может превосходить оригинальный ЖРД по КПД от 23-27% для типовой конструкции с расширяющимся соплом, вплоть до 36-37% прироста в КВРД (клиновоздушные ракетные двигатели)
Они способны изменять давление истекающей газовой струи в зависимости от атмосферного давления, и экономить до 8-12% топлива на всём участке выведения конструкции (Основная экономия происходит на малых высотах, где она доходит до 25-30%).»

В конце января появились сообщения о новых успехах российской науки и техники. Из официальных источников стало известно, что один из отечественных проектов перспективного реактивного двигателя детонационного типа уже прошел стадию испытаний
. Это приближает момент полного завершения всех требуемых работ, по результатам которых космические или военные ракеты российской разработки смогут получить новые силовые установки с повышенными характеристиками. Более того, новые принципы работы двигателей могут найти применение не только в сфере ракет, но и в других областях.

В последних числах января вице-премьер Дмитрий Рогозин рассказал отечественной прессе о последних успехах научно-исследовательских организаций. Среди прочих тем он затронул процесс создания реактивных двигателей, использующих новые принципы работы. Перспективный двигатель с детонационным горением уже был доведен до испытаний. По словам вице-премьера, применение новых принципов работы силовой установки позволяет получить значительный прирост характеристик. В сравнении с конструкциями традиционной архитектуры наблюдается рост тяги порядка 30%
.

Схема детонационного ракетного двигателя

Современные ракетные двигатели разных классов и типов, эксплуатируемые в различных областях, используют т. н. изобарический цикл или дефлаграционное горение
. В их камерах сгорания поддерживается постоянное давление, при котором происходит медленное горение топлива. Двигатель на дефлаграционных принципах не нуждается в особо прочных агрегатах, однако ограничен в максимальных показателях. Повышение основных характеристик, начиная с определенного уровня, оказывается неоправданно сложным.

Альтернатива двигателю с изобарическим циклом в контексте повышения характеристик – система с т.н. детонационным горением. В таком случае реакция окисления горючего происходит за ударной волной, с высокой скоростью перемещающейся по камере сгорания
. Это предъявляет особые требования к конструкции двигателя, но при этом дает очевидные преимущества. С точки зрения эффективности сгорания топлива детонационное горение на 25% лучше дефлаграционного. Также отличается от горения с постоянным давлением увеличенной мощностью тепловыделения с единицы площади поверхности фронта реакции. В теории, возможно повышение этого параметра на три-четыре порядка. Как следствие, скорость реактивных газов можно увеличить в 20-25 раз
.

Таким образом, детонационный двигатель, отличаясь повышенным коэффициентом полезного действия, способен развивать большую тягу при меньшем расходе топлива
. Его преимущества перед традиционными конструкциями очевидны, однако до недавнего времени прогресс в этой области оставлял желать лучшего. Принципы детонационного реактивного двигателя были сформулированы еще в 1940 году советским физиком Я.Б. Зельдовичем, но готовые изделия подобного рода все еще не дошли до эксплуатации. Главные причины отсутствия реальных успехов – проблемы с созданием достаточно прочной конструкции, а также сложность запуска и последующего поддержания ударной волны при применении существующих топлив.

Один из последних отечественных проектов в области детонационных ракетных двигателей стартовал в 2014 году и разрабатывается в НПО «Энергомаш» им. академика В.П. Глушко. Согласно доступным данным, целью проекта с шифром «Ифрит» являлось изучение основных принципов новой техники с последующим созданием жидкостного ракетного двигателя, использующего керосин и газообразный кислород. В основу нового двигателя, названного по имени огненных демонов из арабского фольклора, укладывался принцип спинового детонационного горения. Таким образом, в соответствии с основной идеей проекта, ударная волна должна непрерывно перемещаться по кругу внутри камеры сгорания.

Головным разработчиком нового проекта стало НПО «Энергомаш», а точнее созданная на его базе специальная лаборатория. Кроме того, к работам привлекли несколько других научно-исследовательских и проектных организаций. Программа получила поддержку Фонда перспективных исследований. Совместными усилиями все участники проекта «Ифрит» смогли сформировать оптимальный облик перспективного двигателя, а также создать модельную камеру сгорания с новыми принципами работы.

Для изучения перспектив всего направления и новых идей несколько лет назад была построена т.н. модельная детонационная камера сгорания, соответствующая требованиям проекта. Такой опытный двигатель с сокращенной комплектацией должен был использовать в качестве горючего жидкий керосин. В качестве окислителя предлагался газообразный водород. В августе 2016 года начались испытания опытной камеры. Важно, что впервые в истории проект подобного рода удалось довести до стадии стендовых проверок
. Ранее отечественные и зарубежные детонационные ракетные двигатели разрабатывались, но не испытывались.

В ходе испытаний модельного образца удалось получить весьма интересные результаты, показывающие правильность использованных подходов. Так, за счет использования правильных материалов и технологий получилось довести давление внутри камеры сгорания до 40 атмосфер. Тяга опытного изделия достигла 2 т
.

Модельная камера на испытательном стенде

В рамках проекта «Ифрит» были получены определенные результаты, но отечественный детонационный двигатель на жидком топливе пока еще далек от полноценного практического применения. Перед внедрением такого оборудования в новые проекты техники конструкторам и ученым предстоит решить целый ряд самых серьезных задач. Только после этого ракетно-космическая отрасль или оборонная промышленность смогут приступить к реализации потенциала новой техники на практике.

В середине января «Российская газета» опубликовала интервью с главным конструктором НПО «Энергомаш» Петром Левочкиным, темой которого стало текущее положение дел и перспективы детонационных двигателей. Представитель предприятия-разработчика напомнил об основных положениях проекта, а также затронул тему достигнутых успехов. Кроме того, он рассказал о возможных сферах применения «Ифрита» и подобных ему конструкций.

К примеру, детонационные двигатели могут использоваться в гиперзвуковых летательных аппаратах
. П. Левочкин напомнил, что двигатели, сейчас предлагаемые для применения на такой технике, используют дозвуковое горение. При гиперзвуковой скорости аппарата полета поступающий в двигатель воздух необходимо затормозить до звукового режима. Однако энергия торможения должна приводить к дополнительным тепловым нагрузкам на планер. В детонационных двигателях скорость горения топлива достигает, как минимум, М=2,5. Благодаря этому появляется возможность повысить скорость полета летательного аппарата. Подобная машина с двигателем детонационного типа сможет разгоняться до скоростей, в восемь раз превышающих скорость звука
.

Впрочем, реальные перспективы ракетных двигателей детонационного типа пока не слишком велики. По словам П. Левочкина, мы «только приоткрыли дверь в область детонационного горения». Ученым и конструкторам предстоит изучить множество вопросов, и только после этого можно будет заниматься созданием конструкций с практическим потенциалом. Из-за этого космической отрасли еще долго предстоит использовать жидкостные двигатели традиционной конструкции, что, однако, не отменяет возможности их дальнейшего совершенствования.

Интересен тот факт, что детонационный принцип горения находит применение не только в сфере ракетных двигателей. Уже существует отечественный проект авиационной системы с камерой сгорания детонационного типа, работающей по импульсному принципу
. Опытный образец такого рода был доведен до испытаний, и в будущем может дать старт новому направлению. Новые двигатели с детонационным горением могут найти применение в самых разных сферах и частично заменить газотурбинные или турбореактивные двигатели традиционных конструкций.

Отечественный проект детонационного авиационного двигателя разрабатывается в ОКБ им. А.М. Люльки. Информация об этом проекте впервые была представлена на прошлогоднем международном военно-техническом форуме «Армия-2017». На стенде предприятия-разработчика присутствовали материалы по различным двигателям, как серийным, так и находящимся на стадии разработки. Среди последних был перспективный детонационный образец.

Суть нового предложения заключается в применении нестандартной камеры сгорания, способной осуществлять импульсное детонационное горение топлива в воздушной атмосфере. При этом частота «взрывов» внутри двигателя должна достигать 15-20 кГц. В перспективе возможно дополнительное увеличение этого параметра, в результате чего шум двигателя уйдет за пределы диапазона, воспринимаемого человеческим ухом. Такие особенности двигателя могут представлять определенный интерес.

Первый запуск опытного изделия «Ифрит»

Однако главные преимущества новой силовой установки связаны с повышенными характеристиками. Стендовые испытания опытных изделий показали, что они примерно на 30% превосходят традиционные газотурбинные двигатели по удельным показателям. Ко времени первой публичной демонстрации материалов по двигателю ОКБ им. А.М. Люльки смогло получить и достаточно высокие эксплуатационные характеристики. Опытный двигатель нового типа смог без перерыва проработать 10 минут. Суммарная наработка этого изделия на стенде на тот момент превысила 100 часов.

Представители предприятия-разработчика указывали, что уже сейчас можно создать новый детонационный двигатель с тягой 2-2,5 т, пригодный для установки на легкие самолеты или беспилотные летательные аппараты. В конструкции такого двигателя предлагается использовать т.н. резонаторные устройства, отвечающие за правильный ход горения топлива. Важным преимуществом нового проекта является принципиальная возможность установки таких устройств в любом месте планера
.

Специалисты ОКБ им. А.М. Люльки работают над авиационными двигателями с импульсным детонационным горением более трех десятилетий, но пока проект не выходит из научно-исследовательской стадии и не имеет реальных перспектив. Главная причина – отсутствие заказа и необходимого финансирования. Если проект получит необходимую поддержку, то уже в обозримом будущем может быть создан образец двигателя, пригодный для использования на различной технике.

К настоящему времени российские ученые и конструкторы успели показать весьма примечательные результаты в области реактивных двигателей, использующих новые принципы работы. Существует сразу несколько проектов, пригодных для применения в ракетно-космической и гиперзвуковой областях. Кроме того, новые двигатели могут применяться и в «традиционной» авиации. Некоторые проекты пока находятся на ранних стадиях и еще не готовы к проверкам и другим работам, тогда как в иных направлениях уже были получены самые примечательные результаты.

Исследуя тематику реактивных двигателей с детонационным горением, российские специалисты смогли создать стендовый модельный образец камеры сгорания с желаемыми характеристиками. Опытное изделие «Ифрит» уже прошло испытания, в ходе которых было собрано большое количество разнообразной информации. С помощью полученных данных развитие направления будет продолжаться.

Освоение нового направления и перевод идей в практически применимую форму займет немало времени, и по этой причине в обозримом будущем космические и армейские ракеты в обозримом будущем будут комплектоваться только традиционными жидкостными двигателями. Тем не менее, работы уже вышли из чисто теоретической стадии, и теперь каждый тестовый запуск опытного двигателя приближает момент строительства полноценных ракет с новыми силовыми установками.

По материалам сайтов:

http://engine.space/

http://fpi.gov.ru/

https://rg.ru/

https://utro.ru/

http://tass. ru/

http://svpressa.ru/

В России испытали модель детонационного двигателя для ракет будущего

Детонация — это взрыв. Можно ли ее сделать управляемой? Можно ли на базе таких двигателей создать гиперзвуковое оружие? Какие ракетные двигатели будут выводить необитаемые и пилотируемые аппараты в ближний космос? Об этом наш разговор с заместителем гендиректора — главным конструктором «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» Петром Левочкиным.

Петр Сергеевич, какие возможности открывают новые двигатели?

Петр Левочкин: Если говорить о ближайшей перспективе, то сегодня мы работаем над двигателями для таких ракет, как «Ангара А5В» и «Союз-5», а также другими, которые находятся на предпроектной стадии и неизвестны широкой публике. Вообще наши двигатели предназначены для отрыва ракеты от поверхности небесного тела. И она может быть любой — земной, лунной, марсианской. Так что, если будут реализовываться лунная или марсианская программы, мы обязательно примем в них участие.

Какова эффективность современных ракетных двигателей и есть ли пути их совершенствования?

Петр Левочкин: Если говорить об энергетических и термодинамических параметрах двигателей, то можно сказать, что наши, как, впрочем, и лучшие зарубежные химические ракетные двигатели на сегодняшний день достигли определенного совершенства. Например, полнота сгорания топлива достигает 98,5 процента. То есть практически вся химическая энергия топлива в двигателе преобразуется в тепловую энергию истекающей струи газа из сопла.

Совершенствовать двигатели можно по разным направлениям. Это и применение более энергоемких компонентов топлива, введение новых схемных решений, увеличение давления в камере сгорания. Другим направлением является применение новых, в том числе аддитивных, технологий с целью снижения трудоемкости и, как следствие, снижение стоимости ракетного двигателя. Все это ведет к снижению стоимости выводимой полезной нагрузки.

Однако при более детальном рассмотрении становится ясно, что повышение энергетических характеристик двигателей традиционным способом малоэффективно.

Использование управляемого взрыва топлива может дать ракете скорость в восемь раз выше скорости звука

Почему?

Петр Левочкин: Увеличение давления и расхода топлива в камере сгорания, естественно, увеличит тягу двигателя. Но это потребует увеличение толщины стенок камеры и насосов. В результате сложность конструкции и ее масса возрастают, энергетический выигрыш оказывается не таким уж и большим. Овчинка выделки стоить не будет.

То есть ракетные двигатели исчерпали ресурс своего развития?

Петр Левочкин: Не совсем так. Выражаясь техническим языком, их можно совершенствовать через повышение эффективности внутридвигательных процессов. Существуют циклы термодинамического преобразования химической энергии в энергию истекающей струи, которые гораздо эффективнее классического горения ракетного топлива. Это цикл детонационного горения и близкий к нему цикл Хамфри.

Сам эффект топливной детонации открыл наш соотечественник — впоследствии академик Яков Борисович Зельдович еще в 1940 году. Реализация этого эффекта на практике сулила очень большие перспективы в ракетостроении. Неудивительно, что немцы в те же годы активно исследовали детонационный процесс горения. Но дальше не совсем удачных экспериментов дело у них не продвинулось.

Теоретические расчеты показали, что детонационное горение на 25 процентов эффективней, чем изобарический цикл, соответстветствующий сгоранию топлива при постоянном давлении, который реализован в камерах современных жидкостно-рактивных двигателей.

А чем обеспечиваются преимущества детонационного горения по сравнению с классическим?

Петр Левочкин: Классический процесс горения — дозвуковой. Детонационный — сверхзвуковой. Быстрота протекания реакции в малом объеме приводит к огромному тепловыделению — оно в несколько тысяч раз выше, чем при дозвуковом горении, реализованному в классических ракетных двигателях при одной и той же массе горящего топлива. А для нас, двигателистов, это означает, что при значительно меньших габаритах детонационного двигателя и при малой массе топлива можно получить ту же тягу, что и в огромных современных жидкостных ракетных двигателях.

Не секрет, что двигатели с детонационным горением топлива разрабатывают и за рубежом. Каковы наши позиции? Уступаем, идем на их уровне или лидируем?

Петр Левочкин: Не уступаем — это точно. Но и сказать, что лидируем, не могу. Тема достаточно закрыта. Один из главных технологических секретов состоит в том, как добиться того, чтобы горючее и окислитель ракетного двигателя не горели, а взрывались, при этом не разрушая камеру сгорания. То есть фактически сделать настоящий взрыв контролируемым и управляемым. Для справки: детонационным называют горение топлива во фронте сверхзвуковой ударной волны. Различают импульсную детонацию, когда ударная волна движется вдоль оси камеры и одна сменяет другую, а также непрерывную (спиновую) детонацию, когда ударные волны в камере движутся по кругу.

Насколько известно, с участием ваших специалистов проведены экспериментальные исследования детонационного горения. Какие результаты были получены?

Петр Левочкин: Были выполнены работы по созданию модельной камеры жидкостного детонационного ракетного двигателя. Над проектом под патронажем Фонда перспективных исследований работала большая кооперация ведущих научных центров России. В их числе Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева, МАИ, «Центр Келдыша», Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, Механико-математический факультет МГУ. В качестве горючего мы предложили использовать керосин, а окислителя — газообразный кислород. В процессе теоретических и экспериментальных исследований была подтверждена возможность создания детонационного ракетного двигателя на таких компонентах. На основе полученных данных мы разработали, изготовили и успешно испытали детонационную модельную камеру с тягой в 2 тонны и давлением в камере сгорания около 40 атм.

Данная задача решалась впервые не только в России, но и мире. Поэтому, конечно, проблемы были. Во-первых, связанные с обеспечением устойчивой детонации кислорода с керосином, во-вторых, с обеспечением надежного охлаждения огневой стенки камеры без завесного охлаждения и массой других проблем, суть которых понятна лишь специалистам.

Можно ли использовать детонационный двигатель в гиперзвуковых ракетах?

Петр Левочкин: И можно, и нужно. Хотя бы потому, что горение топлива в нем сверхзвуковое. А в тех двигателях, на которых сейчас пытаются создать управляемые гиперзвуковые летательные аппараты, горение дозвуковое. И это создает массу проблем. Ведь если горение в двигателе дозвуковое, а двигатель летит, допустим, со скоростью пять махов (один мах равен скорости звука), надо встречный поток воздуха затормозить до звукового режима. Соответственно, вся энергия этого торможения переходит в тепло, которое ведет к дополнительному перегреву конструкции.

А в детонационном двигателе процесс горения идет при скорости как минимум в два с половиной раза выше звуковой. И, соответственно, на эту величину мы можем увеличить скорость летательного аппарата. То есть уже речь идет не о пяти, а о восьми махах. Это реально достижимая на сегодняшний день скорость летательных аппаратов с гиперзвуковыми двигателями, в которых будет использоваться принцип детонационного горения.

Что будет дальше?

Петр Левочкин: Это сложный вопрос. Мы только приоткрыли дверь в область детонационного горения. Еще очень много неизученного осталось за скобками нашего исследования. Сегодня совместно с РКК «Энергия» мы пытаемся определить, как может в перспективе выглядеть двигатель в целом с детонационной камерой применительно к разгонным блокам.

На каких двигателях человек полетит к дальним планетам?

Петр Левочкин: По-моему мнению, еще долго мы будем летать на традиционных ЖРД занимаясь их совершенствованием. Хотя безусловно развиваются и другие типы ракетных двигателей, например, электроракетные (они значительно эффективнее ЖРД — удельный импульс у них в 10 раз выше). Увы, сегодняшние двигатели и средства выведения не позволяют говорить о реальности массовых межпланетных, а уж тем более межгалактических перелетов. Здесь пока все на уровне фантастики: фотонные двигатели, телепортация, левитация, гравитационные волны. Хотя, с другой стороны, всего сто с небольшим лет назад сочинения Жюля Верна воспринимались как чистая фантастика. Возможно, революционного прорыва в той сфере, где мы работаем, ждать осталось совсем недолго. В том числе и в области практического создания ракет, использующих энергию взрыва.

Досье «РГ»

«Научно-производственное объединение Энергомаш» основано Валентином Петровичем Глушко в 1929 году. Сейчас носит его имя. Здесь разрабатывают и выпускают жидкостные ракетные двигатели для I, в отдельных случаях II ступеней ракет-носителей. В НПО разработано более 60 различных жидкостных реактивных двигателей. На двигателях «Энергомаша» был запущен первый спутник, состоялся полет первого человека в космос, запущен первый самоходный аппарат «Луноход-1». Сегодня на двигателях, разработанных и произведенных в НПО «Энергомаш», взлетает более девяноста процентов ракет-носителей в России.

Способ работы детонационного жидкостного ракетного двигателя многократного включения

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способам работы детонационных ракетных двигателей. Способ работы детонационного жидкостного ракетного двигателя многократного включения заключается в том, что для запуска ЖРД используется энергия газов с возможностью кратковременной подачи газов для постановки деталей в положение готовности. Энергия окислителя для повышения давления в механизме подачи топлива. Разгона деталей с образованием области пониженного давления в камере низкого давления. С возможностью увеличения скорости истечения горючего, в область пониженного давления, с нарушением сплошности потока жидкости в зоне пониженного давления. Вытеснения газов из камеры высокого давления с последующим выравниванием давления в камере высокого давления и автоматического прекращения подачи окислителя механизмом газораспределения окислителя. Открытия камеры пониженного давления, с последующей детонации парогазовой смеси. Технический результат изобретения заключается в создании способа работы детонационного ракетного двигателя многократного включения, характеристики которого обеспечивают повышение скорости отброса масс. 16 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способам работы детонационных ракетных двигателей.

Известен способ работы детонационного ракетного двигателя заключающийся в том, что что твердое горючее и твердый окислитель размещают в отдельных газогенераторах, осуществляют нагрев и газификацию твердого горючего и твердого окислителя при помощи соответствующих дополнительных зарядов твердого топлива с низкой скоростью горения. Затем при помощи соответствующих коллекторных устройств подают горючее и окислитель в газообразном состоянии в кольцевую камеру сгорания и смешивают их с образованием ракетного топлива, которое воспламеняют и сжигают с образованием по меньшей мере одной детонационной волны, а продукты сгорания удаляют. При этом время заполнения кольцевой камеры сгорания ракетным топливом принимают меньшим, чем время задержки самовоспламенения образованного ракетного топлива, и определяют из заданного соотношения, (см., например, патент РФ № 2742319, МПК F02K от 17. 07.2020).

Известен также способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя включает подачу окислителя и топлива с распылением их в камере детонационного горения с образованием детонационных волн, перемещающихся навстречу движущимся потокам окислителя, топлива, и выброс продуктов сгорания. Поступающие под давлением топливо и окислитель распыляют таким образом, что в каждом рабочем цикле, преимущественно, в конце детонационной камеры формируется динамический «поршень», путем химического взаимодействия факелов распыления, движущийся к передней стенке камеры, который и обеспечивает повышение температуры и давления рабочего цикла до сверхвысоких значений, (см., например, патент РФ № 2710740, МПК F02K от 10.12.2018).

Известен жидкостный ракетный двигатель многократного включения, в составе которого содержатся источник электропитания, баки с жидкими горючим и окислителем, системы подачи жидких горючего и окислителя с насосами, ресивер окислителя с электронагревателем, теплообменник-газификатор окислителя, ресивер горючего с компрессором и камеру двигателя, в качестве источника электропитания используют электрохимическую аккумуляторную батарею с зарядно-разрядным устройством и электрохимический генератор на базе батареи топливных элементов, работающих на основных компонентах топлива, причем входы горючего и окислителя в электрохимический генератор соединены соответственно с ресиверами горючего и окислителя через регуляторы давления и расхода, а электрохимическая аккумуляторная батарея через зарядно-разрядное устройство соединена с электрическим выходом электрохимического генератора, (см. , например, патент РФ № 2364742, МПК F02K от 17.04.2008), выбранный в качестве прототипа.

Общим существенным недостатком известных технических решений является сложная конструкция.

Технический результат изобретения заключается в создании способа работы детонационного ракетного двигателя многократного включения, характеристики которого обеспечивают повышение скорости отброса масс.

Технический результат достигается за счет применения способа работы детонационного жидкостного ракетного двигателя многократного включения, заключается в том, что для запуска жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) используется:

Энергия газов, находящихся в камере повышения давления окислителя, с возможностью кратковременной подачи газов для постановки деталей в положение готовности и перекрытию канала механизма газораспределения окислителя. При этом происходит вытеснение газов из камеры высокого давления и камеры пониженного давления. При достижении деталей в положение готовности осуществляется продувка двигателя со сбросом газов в окружающую среду. При этом происходит открытие канала механизма газораспределения окислителя. При нахождении деталей в положение готовности энергия газов используется для продувки двигателя со сбросом газов в окружающую среду. При этом открыт канал механизма газораспределения окислителя.

Горючее под давлением, находящегося в жидком агрегатном состоянии, с возможностью поступления из резервуара с горючим в механизм подачи топлива. При этом давление в резервуаре с горючим поддерживается давлением газов находящихся в камере повышения давления горючего.

Окислитель под давлением, находящегося в жидком агрегатном состоянии, с возможностью поступления из резервуара с окислителем в теплообменник-газификатор окислителя, с последующим переходом окислителя из жидкого агрегатного состояния в газообразное. При этом давление в резервуаре с окислителем поддерживается давлением газов находящихся в камере повышения давления окислителя. При этом энергия окислителя, находящегося в газообразном агрегатном состоянии, используется для:

— повышения давления в механизме подачи топлива,

— разгона деталей в сторону второго сопла, при этом происходит вытеснения газов из камеры высокого давления, образование области пониженного давления в камере низкого давления с возможностью увеличения скорости истечения горючего, в область пониженного давления, с нарушением сплошности потока жидкости в зоне пониженного давления,

— выравнивания давления в камере высокого давления и автоматического прекращения подачи окислителя механизмом газораспределения окислителя, при этом осуществляется первоначальная подача горючего в камеру высокого давления, воспламенение обедненной смеси горючего и окислителя и повышение давления в камере высокого давления,

— открытия камеры пониженного давления. При этом осуществляется подача окислителя и продуктов горения обедненной смеси, из камеры высокого давления в камеру низкого давления, с последующей детонации парогазовой смеси. Повышение давления в камере высокого давления, в камере пониженного давления, в механизме подачи топлива, в каналах механизма газораспределения окислителя. При этом происходит кратковременная подача газов в камеру повышения давления окислителя и запирание продуктов горения в каналах механизма газораспределения окислителя.

Для работы ЖРД используется:

— давление газов образованных при детонации парогазовой смеси. При этом газы, перемещаясь по первому и второму соплу, расширяются, температура и давление их падает, а скорость отброса масс возрастает. При этом внутренняя энергия газов преобразуется в кинетическую энергию направленного движения,

— окислитель для охлаждения двигателя,

— давление газов на закритическом участке первого сопла и давление продуктов горения в каналах механизма газораспределения окислителя используется для осуществления постановки деталей в положение готовности.

При этом газы из камеры высокого давления и камеры пониженного давления, через первое и второе сопла, вытесняются в окружающую среду.

При этом происходит кратковременная подача газов в камеру повышения давления горючего.

При этом происходит закрытие камеры 10 низкого давления и повышение давления в камере низкого давления с возможностью истечения газов из этой камеры. При этом происходит снижение скорости движения деталей. Увеличение скорости истечения газов, через докритический участок первого сопла из камеры низкого давления, приводит к понижению давления в докритическом участке первого сопла и возможности осуществления подачи горючего.

При этом происходит сброс давления в камере высокого давления. При этом автоматически возобновляется подача окислителя.

— энергия газов, находящихся в камере повышения давления окислителя, для повышения и поддержания определенного давления окислителя,

— энергия газов, находящихся в камере повышения давления горючего, для повышения и поддержания определенного давления горючего,

— энергия окислителя, находящегося в газообразном агрегатном состоянии, для продолжения работы ЖРД.

работа двигателя будет осуществляться до момента прекращения подачи окислителя и или горючего.

Для возобновления работы двигателя осуществляется кратковременная подача газов, находящихся в камере повышения давления окислителя, энергия которых используется для постановки деталей в положение готовности. С последующей подачей горючего и подачей окислителя для запуска и работы ЖРД.

Технические решения с признаками, отличающими заявляемые решения от прототипов, не известны и явным образом из уровня техники не следует.

На основании изложенного можно сделать вывод, что предлагаемое техническое решение обладает «новизной» и «изобретательским уровнем».

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 схематично показана общая компоновка устройства установленного в изделии;

на фиг. 2 схематично показано устройство перед кратковременной подачей газов для запуска двигателя;

на фиг. 3 схематично показано устройство в момент кратковременной подачи газов для постановки деталей в положение готовности;

на фиг. 4 схематично показано устройство в момент подачи горючего;

на фиг. 5 схематично показано устройство в момент подачи окислителя в теплообменник-газификатор;

на фиг. 6 схематично показано устройство в момент подачи окислителя в камеру высокого давления;

на фиг. 7 схематично показано устройство в момент закрытия камеры высокого давления;

на фиг. 8 схематично показано устройство в момент начала автоматического прекращения подачи окислителя;

на фиг. 9 схематично показано устройство в момент автоматического прекращения подачи окислителя;

на фиг. 10 схематично показано устройство в момент минимального давления в камере низкого давления;

на фиг. 11 схематично показано устройство в момент детонации;

на фиг. 12 схематично показано устройство в момент начала закрытия камеры низкого давления;

на фиг. 13 схематично показано устройство в момент вытеснения газов из камер высокого и низкого давления;

на фиг. 14 схематично показано устройство в момент остановки золотника затвора;

на фиг. 15 схематично показано устройство в момент вытеснения газов из камеры высокого давления;

на фиг. 16 схематично показано устройство в момент начала понижения давления в камере низкого давления.

Устройство производства выстрела из автоматического безгильзового оружия состоит из следующих элементов:

— двигатель 1,

— резервуар 2 с горючим,

— камера 3 повышения давления горючего,

— резервуар 4 с окислителем,

— камера 5 повышения давления окислителя,

— затвор 6,

— золотник 7 затвора 6,

— форсунка 8,

— камера 9 высокого давления,

— камера 10 низкого давления,

— канал 11 подачи горючего,

— канал 12 подачи давления в камеру 3,

— канал 13 подачи давления в камеру 5,

— канал 14 подачи окислителя в теплообменник-газификатор окислителя,

— полезная нагрузка 15,

— электроклапан 16 подачи окислителя,

— электроклапан 17 подачи горючего,

— электроклапан 18 канала 13,

— клапан 19 канала 12,

— золотник 20 механизма газораспределения окислителя,

— камера 21 золотника 20,

— пружина 22 золотника 20,

— канал 23 подачи давления к камере 21,

— канал 24 механизма газораспределения окислителя,

— теплообменник-газификатор 25 окислителя,

— канал 26 механизма подачи топлива,

— диафрагма 27,

— клапан 28 механизма подачи топлива,

— камера 29 механизма подачи топлива,

— второе сопло 30,

— докритический участок 31 сопла 30,

— критическое сечение 32 сопла 30,

— закритический участок 33 сопла 30,

— первое сопло 34,

— докритический участок 35 сопла 34,

— критическое сечение 36 сопла 34,

— закритический участок 37 сопла 34,

— каналы 38 закритический участок 37 сопла 34

— каналы 39 золотника 7,

— каналы 40 затвора 6,

— поршень 41 затвора 6,

— поршень 42 канала 23,

— окно 43 канала 23,

— окно 44 канала 12.

Детонационный жидкостный ракетный двигатель многократного включения (двигатель 1) (см. фиг. 1), размещенный в резервуаре 2 с горючим, который находится в камере 3 повышения давления горючего. Двигатель 1 имеет канал 11 подачи горючего и канал 12 подачи давления в камеру 3. Через резервуар 2 с горючим, который находится в камере 3 повышения давления горючего, проходит канал 13 подачи давления в камеру 5 соединяющий двигатель 1 и камеру 5 повышения давления окислителя. Через резервуар 2 с горючим, который находится в камере 3 повышения давления горючего, проходит канал 14 подачи окислителя в теплообменник-газификатор окислителя соединяющий резервуар 4 с окислителем, который находится в камере 5 повышения давления окислителя, с теплообменником-газификатором 25 окислителя. На камере 5 повышения давления окислителя закреплена полезная нагрузка 15.

В двигателе 1 (см. фиг. 2) выполнены:

— канал 11 подачи горючего с электроклапаном 17 подачи горючего,

— канал 12 подачи давления в камеру 3 с клапаном 19 канала 12,

— канал 13 подачи давления в камеру 5 с электроклапаном 18 канала 13,

— канал 14 подачи окислителя в теплообменник-газификатор 25 окислителя, с электроклапаном 16 подачи окислителя.

Теплообменник-газификатор 25 окислителя сообщен с каналом 14 подачи окислителя и каналом 24 механизма газораспределения окислителя. Второе сопло 30 имеет общую поверхность с теплообменником-газификатором 25 окислителя.

Второе сопло 30 состоит из докритического участка 31 сопла 30, с возможностью перемещения первого сопла 34 в докритическом участке 31 сопла 30, критического сечения 32 сопла 30 и закритического участка 33 сопла 30,

Затвора 6 совмещенного с первым соплом 34 и поршнем 41 затвора 6.

Золотник 7 затвора 6 с возможностью движения по затвору 6,

Камера 9 высокого давления соединенная с докритическим участком 31 сопла 30 и камерой 10 низкого давления. В камере 10 низкого давления установлена форсунка 8 имеющая выход с камерой 29 механизма подачи топлива. В камере 29 механизма подачи топлива (см. фиг. 2 и фиг. 4) выполнена диафрагма 27 и клапан 28 механизма подачи топлива с возможностью перекрытия канала 11 подачи горючего.

Канал 24 механизма газораспределения окислителя соединяет теплообменник-газификатор 25 окислителя с камерой 9 высокого давления и проходит через камеру 21 золотника 20.

Канал 26 механизма подачи топлива соединяет камеру 9 высокого давления с камерой 29 механизма подачи топлива. Диафрагма 27 расположенная в камере 29 механизма подачи топлива изолирует горючее от окислителя.

Механизм газораспределения (см. фиг. 3 и фиг. 5 и фиг. 12) состоит из:

— камеры 21 золотника 20, золотника 20 механизма газораспределения окислителя и пружины 22 золотника 20,

— канала 23 подачи давления к камере 21 с поршнем 42 канала 23 с возможностью перекрытия окна 43 канала 23. Канал 23 подачи давления к камере 21 имеет выход между камерой 9 высокого давления и докритическим участком 31 сопла 30,

— канала 13 подачи давления в камеру 5 имеет, с электроклапаном 18 канала 13, выход между камерой 9 высокого давления и докритическим участком 31 сопла 30,

— канала 12 подачи давления в камеру 3 имеет, с клапаном 19 канала 12, выход в камеру 9 высокого давления через окно 44 канала 12,

— затвора 6, в котором выполнены каналы 40 затвора 6, с поршнем 41 затвора 6 и первого сопла 34,

— золотника 7 затвора 6, в котором выполнены каналы 39 золотника 7,

— первого сопла 34 с докритическим участком 35 сопла 34, критического сечения 36 сопла 34, закритического участка 37 сопла 34 и каналов 38 закритический участок 37 сопла 34,

— камеры 9 высокого давления,

— камеры 10 низкого давления.

Способ работы детонационного жидкостного ракетного двигателя многократного включения реализуется следующим образом, для запуска ЖРД используется:

— энергия газов (см. фиг. 1), находящихся в камере 5 повышения давления окислителя, с возможностью кратковременной подачи газов, открытием канала 13 подачи давления в камеру 5 (см. фиг. 3) электроклапаном 18 канала 13. В камере 9 высокого давления, между докритическим участком 31 сопла 30 и золотником 7 затвора 6, в канале 23 подачи давления к камере 21 и в камере 21 золотника 20, возрастает давление. Под воздействием давления газов золотник 7 затвора 6 входит в зацепление с поршнем 41 затвора 6 и начинают движение в сторону камеры 10 низкого давления. Каналы 39 золотника 7 и каналы 40 затвора 6 совмещены. Давление газов так же воздействует на золотник 20 механизма газораспределения окислителя. Золотник 20 механизма газораспределения окислителя начинает движение в камере 21 золотника 20, сжимая пружину 22 золотника 20. Дальнейшее движение золотника 20 механизма газораспределения окислителя приводит к перекрытию канала 24 механизма газораспределения окислителя. При движении (см. фиг. 4) золотника 7 затвора и поршня 41 затвора 6, в сторону камеры 10 низкого давления, происходит вытеснение газов из камеры 9 высокого давления, через совмещенные каналы 39 золотника 7 и каналы 40 затвора 6, в докритический участок 35 сопла 34. Из камеры 10 низкого давления вытеснение газов происходит в докритический участок 35 сопла 34 через зазор между стенками форсунки 8 и стенками докритического участка 35 сопла 34.

При достижении деталей в положение готовности (см. фиг. 5) осуществляется продувка двигателя со сбросом газов в окружающую среду. Газы из камеры 9 высокого давления, через каналы 38 закритического участка 37 сопла 34, попадают докритический участок 31 сопла 30. Через критическое сечение 32 сопла 30 и закритический участок 33 сопла 30 в окружающую среду. В результате падения давления (см. фиг. 6), под действием пружины 22 золотника 20, золотник 20 механизма газораспределения окислителя открывает канал 24 механизма газораспределения окислителя.

А при нахождении деталей в положение готовности (см. фиг. 6) энергия газов используется для продувки двигателя со сбросом газов из камеры 9 высокого давления, через каналы 38 закритического участка 37 сопла 34, попадают докритический участок 31 сопла 30. Через критическое сечение 32 сопла 30 и закритический участок 33 сопла 30 в окружающую среду. При этом открыт канал 24 механизма газораспределения окислителя:

— горючее под давлением, находящееся в жидком агрегатном состоянии, поступает (см. фиг. 1) из резервуара 2 с горючим по каналу 11 подачи горючего (см. фиг. 4) через открытый электроклапан 17 подачи горючего и открытый клапан 28 механизма подачи топлива в камеру 29 механизма подачи топлива. По каналам (нумерация не присвоена) форсунки 8 в докритический участок 35 сопла 34. При этом (см. фиг. 1) давление в резервуаре 2 с горючим поддерживается давлением газов находящихся в камере 3 повышения давления горючего.

— окислитель под давлением, находящийся в жидком агрегатном состоянии, поступает (см. фиг. 1) из резервуара 4 с окислителем по каналу 14 подачи окислителя в теплообменник-газификатор окислителя (см. фиг. 5) через открытый электроклапан 16 подачи окислителя в теплообменник-газификатор 25 окислителя. В теплообменнике-газификаторе 25 окислителя окислитель из жидкого агрегатного состояния переходит в газообразное в результате нагрева окислителя. При этом (см. фиг. 1) давление в резервуаре 4 с окислителем поддерживается давлением газов находящихся в камере 5 повышения давления окислителя. При этом энергия окислителя, находящегося в газообразном агрегатном состоянии, используется для:

— повышения давления в механизме подачи топлива, Реализована следующим образом. Из теплообменника-газификатора 25 окислителя (см. фиг. 6) окислитель по каналу 24 механизма газораспределения окислителя через камеру 21 золотника 20 подается в камеру 9 высокого давления и по каналу 26 механизма подачи топлива к диафрагме 27. Диафрагма 27 (см. фиг. 7) под воздействием давления вытесняет горючее из камеры 29 механизма подачи топлива. При этом происходит закрытие канала 11 подачи горючего клапаном 28 механизма подачи топлива. Горючее по каналам (нумерация не присвоена) форсунки 8 поступает в докритический участок 35 сопла 34,

— разгона деталей в сторону второго сопла, при этом происходит вытеснения газов из камеры высокого давления, образование области пониженного давления в камере низкого давления с возможностью увеличения скорости истечения горючего, в область пониженного давления, с нарушением сплошности потока жидкости в зоне пониженного давления. Это реализовано следующим образом.

Окислитель (см. фиг. 6) по каналу 24 механизма газораспределения окислителя через камеру 21 золотника 20 и золотник 20 механизма газораспределения окислителя подается в камеру 9 высокого давления. При этом возрастает давление в камере 9 высокого давления. Золотник 7 затвора 6, под воздействием давления окислителя, перемещается в сторону докритического участка 31 сопла 30. Входит в зацепление с первым соплом 34. При этом газы (см. фиг. 7) из камеры 9 высокого давления вытесняются золотником 7 затвора 6 через каналы 38 закритического участка 37 сопла 34 в докритический участок 31 сопла 30. Поршень 41 затвора 6 (см. фиг. 9) перемещается в камере 10 низкого давления в сторону камеры 9 высокого давления. При этом происходит образование области пониженного давления в камере 10 низкого давления. При этом увеличивается скорости истечения горючего через зазор между докритическим участком 35 сопла 34 и форсункой 8 и из каналов форсунки 8 в область пониженного давления в камере 10 низкого давления, с нарушением сплошности потока жидкости в зоне пониженного давления,

— выравнивания давления в камере высокого давления и автоматического прекращения подачи окислителя механизмом газораспределения окислителя, при этом осуществляется первоначальная подача горючего в камеру высокого давления, воспламенение обедненной смеси горючего и окислителя и повышение давления в камере высокого давления. Это реализовано следующим образом.

Золотник 7 затвора 6 (см. фиг. 7) и первое сопло 34, под воздействием давления окислителя, перемещается в сторону докритического участка 31 сопла 30. При этом происходит перекрытие каналов 38 закритического участка 37 сопла 34. В камере 9 высокого давления, между докритическим участком 31 сопла 30 и золотником 7 затвора 6, возрастает давление в результате уменьшения замкнутого объема. В результате повышения давления (см. фиг. 8) в камере 9 высокого давления возрастает давление в канале 23 подачи давления к камере 21 и в камере 21 золотника 20. Под воздействием давления золотник 20 механизма газораспределения окислителя начинает движение в камере 21 золотника 20 и сжимает пружину 22 золотника 20. Дальнейшее перемещение золотника 7 затвора 6 (см. фиг. 9) открывает окно 43 канала 23. Поршень 42 канала 23, под воздействием давления окислителя, открывает канал 23 подачи давления к камере 21. В результате этого происходит выравнивание давления в камере 9 высокого давления. Под воздействием давления золотник 20 механизма газораспределения окислителя перекрывает канал 24 механизма газораспределения окислителя. Автоматически прекращена подача окислителя механизмом газораспределения окислителя. При подаче горючего из форсунки 8 (см. фиг. 5) в докритический участок 35 сопла 34 происходит заполнение каналов 40 затвора 6 горючим. Горючее в небольшом количестве попадает в зазор между затвором 6 золотником 7 затвора 6 и в (см. фиг. 6 и фиг. 7) каналы 39 золотника 7. Золотник 7 затвора 6, перемещается по камере 9 высокого давления и в камере 10 низкого давления, при этом каналы 39 золотника 7 выходят из камеры 10 низкого давления в камеру 9 высокого давления. В результате чего осуществляется первоначальная подача горючего в камеру 9 высокого давления, воспламенение обедненной смеси горючего и окислителя и повышение давления в камере 9 высокого давления,

— открытия камеры пониженного давления, при этом осуществляется подача окислителя и продуктов горения обедненной смеси, из камеры высокого давления в камеру низкого давления, с последующей детонации парогазовой смеси и повышение давления в камере высокого давления, в камере пониженного давления, в механизме подачи топлива, в каналах механизма газораспределения окислителя, при этом происходит кратковременная подача газов в камеру повышения давления окислителя и запирание продуктов горения в каналах механизма газораспределения окислителя. Это реализовано следующим образом.

Под воздействием давления окислителя и продуктов горения обедненной смеси в камере 9 высокого давления (см. фиг. 10), действующего на первое сопло 34, диаметр которого больше диаметра поршня 41 затвора 6, затвор 6 продолжает движение, а золотник 7 затвора 6 входит в зацепление со стенками камеры 9 высокого давления.

Поршень 41 затвора 6 (см. фиг. 11) выходит из камеры 10 низкого давления и открывает ее. При этом осуществляется подача окислителя и продуктов горения обедненной смеси, из камеры 9 высокого давления в камеру 10 низкого давления, с последующей детонации парогазовой смеси и повышение давления в камере 9 высокого давления, в камере 10 пониженного давления, в механизме подачи топлива, в каналах механизма газораспределения окислителя. При этом происходит кратковременная подача газов (см. фиг. 11) через открытый электроклапан 18 канала 13 (в результате повышения давления) по каналу 13 подачи давления в камеру 5 (см. фиг. 1) в камеру 5 повышения давления окислителя. Закрытие канала 13 подачи давления в камеру 5 электроклапаном 18 канала 13 и канала 23 подачи давления к камере 21 поршнем 42 канала 23, в результате выравнивания давления, приводит к запиранию продуктов горения в каналах механизма газораспределения окислителя.

Для работы ЖРД используется:

— давление газов (см. фиг. 11), образованных при детонации парогазовой смеси, при этом газы, перемещаясь по первому соплу 34 через докритический участок 35 сопла 34, критическое сечение 36 сопла 34, закритический участок 37 сопла 34 и второму соплу 30 через докритический участок 31 сопла 30, критическое сечение 32 сопла 30, закритический участок 33 сопла 30, расширяются, температура и давление их падает, а скорость отброса масс возрастает, при этом внутренняя энергия газов преобразуется в кинетическую энергию направленного движения,

— окислитель под давлением, находящегося в жидком агрегатном состоянии, поступает (см. фиг. 1) из резервуара 4 с окислителем по каналу 14 подачи окислителя в теплообменник-газификатор окислителя (см. фиг. 11) через открытый электроклапан 16 подачи окислителя в теплообменник-газификатор 25 окислителя. В теплообменнике-газификаторе 25 окислителя окислитель из жидкого агрегатного состояния переходит в газообразное. При этом происходит охлаждения двигателя,

— давление газов (см. фиг. 12) на закритическом участке 37 сопла 34 и давление продуктов горения в каналах механизма газораспределения окислителя используется для осуществления постановки затвора 6 и золотника 7 затвора 6, в положение готовности.

При этом газы из камеры 9 высокого давления и камеры 10 пониженного давления, через первое сопло 34 и второе сопло 30, вытесняются в окружающую среду золотником 7 затвора 6 и поршнем 41 затвора 6.

При этом происходит кратковременная подача газов в камеру 3 повышения давления горючего, через открытое окно 44 канала 12 по открытому каналу 12 подачи давления в камеру 3, в результате давления газов на клапан 19 канала 12.

Поршень 41 затвора 6, (см. фиг. 12) входит в камеру 10 низкого давления. При этом происходит (см. фиг. 13) закрытие камеры 10 низкого давления и повышение давления в камере 10 низкого давления с возможностью истечения газов из этой камеры через зазор между стенками форсунки 8 и стенками докритического участка 35 сопла 34. При этом происходит снижение скорости движения затвора 6 и золотника 7 затвора 6.

Увеличение скорости истечения газов (см. фиг. 13 и фиг. 14), через докритический участок 35 сопла 34 из камеры 10 низкого давления, приводит к понижению давления в докритическом участке 35 сопла 34 и возможности осуществления подачи горючего по форсунке 8,

При открытии каналов 38 закритического участка 37 сопла 34 (см. фиг. 15) происходит сброс давления в камере 9 высокого давления. При этом автоматически возобновляется подача окислителя, в результате воздействия пружина 22 золотника 20 на золотник 20 механизма газораспределения окислителя который открывает канал 24 механизма газораспределения окислителя.

— энергия газов (см. фиг. 1), находящихся в камере 5 повышения давления окислителя, для повышения и поддержания определенного давления окислителя в резервуаре 4 с окислителем,

— энергия газов, находящихся в камере 3 повышения давления горючего, для повышения и поддержания определенного давления горючего в резервуаре 2 с горючим,

— энергия окислителя, находящегося в газообразном агрегатном состоянии, поступающего из теплообменника-газификатора 25 окислителя по каналу 24 механизма газораспределения окислителя в камеру 9 высокого давления для продолжения работы ЖРД.

Работа двигателя 1 (см. фиг. 2) будет осуществляться до момента прекращения подачи окислителя перекрытием канала 14 подачи окислителя в теплообменник-газификатор окислителя электроклапаном 16 подачи окислителя. И или горючего перекрытием канала 11 подачи горючего электроклапаном 17 подачи горючего.

Для возобновления работы двигателя 1 (см. фиг. 3) осуществляется кратковременная подача газов в камеру 9 высокого давления, (см. фиг. 1) находящихся в камере 5 повышения давления окислителя, открытием канала 13 подачи давления в камеру 5 электроклапаном 18 канала 13.

С последующей подачей горючего (см. фиг. 4), открытием электроклапана 17 подачи горючего, и подачей окислителя (см. фиг. 5), открытием электроклапана 16 подачи окислителя для запуска и работы ЖРД.

Все указанные выше отличия являются достоинством и преимуществом предлагаемого технического решения по сравнению с прототипом.

Способ работы детонационного жидкостного ракетного двигателя многократного включения, включающий подачу окислителя и топлива, отличающийся тем, что для запуска ЖРД используется:

— энергия газов, находящихся в камере повышения давления окислителя, с возможностью кратковременной подачи газов для постановки деталей в положение готовности и перекрытия канала механизма газораспределения окислителя, при этом происходит вытеснение газов из камеры высокого давления и камеры пониженного давления, при достижении деталей в положение готовности осуществляется продувка двигателя со сбросом газов в окружающую среду, при этом происходит открытие канала механизма газораспределения окислителя, а при нахождении деталей в положение готовности энергия газов используется для продувки двигателя со сбросом газов в окружающую среду, при этом открыт канал механизма газораспределения окислителя,

— горючее под давлением, находящееся в жидком агрегатном состоянии, с возможностью поступления из резервуара с горючим в механизм подачи топлива, при этом давление в резервуаре с горючим поддерживается давлением газов, находящихся в камере повышения давления горючего,

— окислитель под давлением, находящийся в жидком агрегатном состоянии, с возможностью поступления из резервуара с окислителем в теплообменник-газификатор окислителя, с последующим переходом окислителя из жидкого агрегатного состояния в газообразное, при этом давление в резервуаре с окислителем поддерживается давлением газов, находящихся в камере повышения давления окислителя, при этом энергия окислителя, находящегося в газообразном агрегатном состоянии, используется для:

— повышения давления в механизме подачи топлива,

— разгона деталей в сторону второго сопла, при этом происходит вытеснение газов из камеры высокого давления, образование области пониженного давления в камере низкого давления с возможностью увеличения скорости истечения горючего в область пониженного давления, с нарушением сплошности потока жидкости в зоне пониженного давления,

— выравнивания давления в камере высокого давления и автоматического прекращения подачи окислителя механизмом газораспределения окислителя, при этом осуществляется первоначальная подача горючего в камеру высокого давления, воспламенение обедненной смеси горючего и окислителя и повышение давления в камере высокого давления,

— открытия камеры пониженного давления, при этом осуществляется подача окислителя и продуктов горения обедненной смеси из камеры высокого давления в камеру низкого давления, с последующей детонацией парогазовой смеси и повышением давления в камере высокого давления, в камере пониженного давления, в механизме подачи топлива, в каналах механизма газораспределения окислителя, при этом происходит кратковременная подача газов в камеру повышения давления окислителя и запирание продуктов горения в каналах механизма газораспределения окислителя,

для работы ЖРД используется:

— давление газов, образованных при детонации парогазовой смеси, при этом газы, перемещаясь по первому и второму соплу, расширяются, температура и давление их падает, а скорость отброса масс возрастает, при этом внутренняя энергия газов преобразуется в кинетическую энергию направленного движения,

— окислитель для охлаждения двигателя,

— давление газов на закритическом участке первого сопла и давление продуктов горения в каналах механизма газораспределения окислителя используется для осуществления постановки деталей в положение готовности,

при этом газы из камеры высокого давления и камеры пониженного давления, через первое и второе сопла, вытесняются в окружающую среду,

при этом происходит кратковременная подача газов в камеру повышения давления горючего,

при этом происходит закрытие камеры низкого давления и повышение давления в камере низкого давления с возможностью истечения газов из этой камеры, при этом происходит снижение скорости движения деталей, увеличение скорости истечения газов, через докритический участок первого сопла из камеры низкого давления, приводит к понижению давления в докритическом участке первого сопла и возможности осуществления подачи горючего,

при этом происходит сброс давления в камере высокого давления, при этом автоматически возобновляется подача окислителя,

— энергия газов, находящихся в камере повышения давления окислителя, для повышения и поддержания определенного давления окислителя,

— энергия газов, находящихся в камере повышения давления горючего, для повышения и поддержания определенного давления горючего,

— энергия окислителя, находящегося в газообразном агрегатном состоянии, для продолжения работы ЖРД,

работа двигателя будет осуществляться до момента прекращения подачи окислителя и/или горючего,

для возобновления работы двигателя осуществляется кратковременная подача газов, находящихся в камере повышения давления окислителя, энергия которых используется для постановки деталей в положение готовности, с последующей подачей горючего и подачей окислителя для запуска и работы ЖРД.

Детонационный ракетный двигатель: испытания, принцип работы, преимущества

Освоение космического пространства невольно ассоциируется с космическими кораблями. Сердцем любой ракеты-носителя является ее двигатель. Он должен развить первую космическую скорость – около 7,9 км/с, чтобы доставить космонавтов на орбиту, и вторую космическую, чтобы преодолеть поле тяготения планеты.Добиться этого непросто, но ученые постоянно ищут новые пути решения этой задачи. Конструкторы из России шагнули еще дальше и сумели разработать детонационный ракетный двигатель, испытания которого завершились успехом. Это достижение можно назвать настоящим прорывом в области космического машиностроения.

Новые возможности

Почему на детонационные двигатели возлагают большие надежды? По расчетам ученых, их мощность будет в 10 тыс. раз больше, чем мощность существующих ракетных двигателей. При этом они будут потреблять гораздо меньше топлива, а их производство отличится низкой стоимостью и рентабельностью. С чем это связано?

Все дело в реакции окисления горючего. Если в современных ракетах используется процесс дефлаграции – медленное (дозвуковое) горение топлива при постоянном давлении, то детонационный ракетный двигатель функционирует за счет взрыва, детонации горючей смеси. Она сгорает со сверхзвуковой скоростью с выделением огромного количества тепловой энергии одновременно с распространением ударной волны.Разработкой и испытанием российского варианта детонационного двигателя занималась специализированная лаборатория «Детонационные ЖРД» в составе производственного комплекса «Энергомаш».

Превосходство новых двигателей

Изучением и разработкой детонационных двигателей занимаются ведущие мировые ученые на протяжении 70 лет. Основной причиной, препятствующей созданию этого типа двигателей, является неконтролируемое самовозгорание топлива. Кроме того, на повестке дня стояли задачи по эффективному смешиванию горючего и окислителя, а также интеграции сопла и воздухозаборника. Решив эти задачи, удастся создать детонационный ракетный двигатель, который по своим техническим характеристикам обгонит время. При этом ученые называют такие его преимущества:

1. Способность развивать скорости в дозвуковом и гиперзвуковом диапазонах.
2. Исключение из конструкции многих движущихся частей.
3. Более низкая масса и стоимость силовой установки.
4. Высокая термодинамическая эффективность.

Серийно данный тип двигатель не производился. Впервые был испытан на низколетящих самолетах в 2008 году. Детонационный двигатель для ракет-носителей был впервые испытан российскими учеными. Именно поэтому данному событию отводится столь большое значение.

Принцип работы: импульсный и непрерывный

В настоящее время ученые ведут разработку установок с импульсным и непрерывным рабочим процессом. Принцип работы детонационного ракетного двигателя с импульсной схемой работы основан на циклическом заполнении камеры сгорания горючей смесью, последовательном ее воспламенении и выбросе продуктов сгорания в окружающую среду. Соответственно, при непрерывном рабочем процессе топливо подается в камеру сгорания непрерывно, горючее сгорает в одной или нескольких детонационных волнах, которые непрерывно циркулируют поперек потока. Преимуществами таких двигателей являются:

1. Однократное зажигание топлива.
2. Относительно простая конструкция.
3. Небольшие габариты и масса установок.
4. Более эффективное использование горючей смеси.
5. Низкий уровень производимого шума, вибрации и вредных выбросов.

В перспективе, используя данные преимущества, детонационный жидкостный ракетный двигатель непрерывной схемы работы вытеснит все существующие установки благодаря своим массо-габаритным и стоимостным характеристикам.

Испытания детонационного двигателя

Первые испытания отечественной детонационной установки прошли в рамках проекта, учрежденного Министерством образования и науки. В качестве опытного образца был представлен небольшой двигатель с камерой сгорания диаметром 100 мм и шириной кольцевого канала в 5 мм. Испытания проводились на специальном стенде, фиксировались показатели при работе на различных видах горючей смеси – водород-кислород, природный газ-кислород, пропан-бутан-кислород.

Испытания детонационного ракетного двигателя на кислородно-водородном топливе доказали, что термодинамический цикл этих установок на 7 % эффективнее, чем при работе других установок. Кроме того, было экспериментально подтверждено, что с увеличением количества подаваемого горючего увеличивается и тяга, а также количество детонационных волн и частота вращения.

Аналоги в других странах

Разработкой детонационных двигателей занимаются ученые ведущих стран мира. Наибольших успехов в этом направлении достигли конструкторы из США. В своих моделях они реализовали непрерывный способ работы, или ротационный. Американские военные планируют использовать данные установки для оснащения надводных кораблей. Благодаря меньшей массе и небольшим размерам при высокой выдаваемой мощности они помогут увеличить эффективность боевых катеров.

Стехиометрическую смесь водорода и кислорода использует для своей работы американский детонационный ракетный двигатель. Преимущества такого источника энергии в первую очередь экономические – кислорода сгорает ровно столько, сколько того требуется для окисления водорода. Сейчас для обеспечения военных кораблей углеродным топливом правительство США тратит несколько миллиардов долларов. Стехиометрическое горючее снизит расходы в несколько раз.

Дальнейшие направления разработки и перспективы

Новые данные, полученные в результате испытаний детонационных двигателей, определили применение принципиально новых методов построения схемы работы на жидком топливе. Но для функционирования такие двигатели должны иметь высокую жаропрочность ввиду большого количества выделяемой тепловой энергии. В настоящий момент ведется разработка особого покрытия, которое обеспечит работоспособность камеры сгорания под высокотемпературным воздействием.Особое место в дальнейших исследованиях занимает создание смесительных головок, с помощью которых можно будет получить капли горючего материала заданного размера, концентрации и состава. По решению данных вопросов будет создан новый детонационный жидкостный ракетный двигатель, который станет основой нового класса ракет-носителей.

испытания, принцип работы, преимущества. Увеличение скорости истечения реактивной струи

В России испытали пульсирующий детонационный
двигатель

Опытно-конструкторское бюро имени Люльки разработало, изготовило
и испытало опытный образец пульсирующего резонаторного
детонационного двигателя с двухстадийным сжиганием
керосиновоздушной смеси. Как сообщает ИТАР-ТАСС , средняя измеренная
тяга двигателя составила около ста килограммов, а длительность
непрерывной работы ─ более десяти минут. До конца текущего года
ОКБ намерено изготовить и испытать полноразмерный пульсирующий
детонационный двигатель.

По словам главного конструктора ОКБ имени Люльки Александра
Тарасова, в ходе испытаний моделировались режимы работы,
характерные для турбореактивного и прямоточного двигателей.
Измеренные величины удельной тяги и удельного расхода топлива
оказались на 30-50 процентов лучше, чем у обычных
воздушно-реактивных двигателей. В ходе экспериментов
производилось многократное включение и выключение нового
двигателя, а также регулирование тяги.

На основе проведенных исследований, полученных при испытании
данных, а также схемно-конструкторского анализа ОКБ имени Люльки
намерено предложить разработку целого семейства пульсирующих
детонационных авиационных двигателей. В частности, могут быть
созданы двигатели с коротким ресурсом работы для беспилотных
летательных аппаратов и ракет и самолетные двигатели с
крейсерским сверхзвуковым режимом полета.

В перспективе на основе новых технологий могут быть созданы
двигатели для ракетно-космических систем и комбинированных
силовых установок самолетов, способных выполнять полеты в
атмосфере и за ее пределами.

По оценке
конструкторского бюро, новые двигатели позволят увеличить
тяговооруженность самолетов в 1,5-2 раза. Кроме того, при
использовании таких силовых установок дальность полета или масса
авиационных средств поражения могут увеличиться на 30-50
процентов. При этом удельный вес новых двигателей будет в 1,5-2
раза меньше аналогичного показателя обычных реактивных силовых
установок.

О том, что в России ведутся работы по созданию пульсирующего
детонационного двигателя, сообщалось в
марте 2011 года. Об этом заявил тогда Илья Федоров, управляющий
директор научно-производственного объединения «Сатурн», в состав
которого входит ОКБ имени Люльки. О каком именно типа
детонационного двигателя шла речь, Федоров не уточнил.

В настоящее время известны три вида пульсирующих двигателей ─
клапанные, бесклапанные и детонационные. Принцип работы этих
силовых установок заключается в периодической подаче в камеру
сгорания топлива и окислителя, где происходит воспламенение
топливной смеси и истечение продуктов сгорания из сопла с
образованием реактивной тяги. Отличие от обычных реактивных
двигателей заключается в детонационном горении топливной смеси,
при котором фронт горения распространяется быстрее скорости
звука.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель был изобретен еще в
конце XIX века шведским инженером Мартином Вибергом. Пульсирующий
двигатель считается простым и дешевым в изготовлении, однако
из-за особенностей горения топлива ─ малонадежным. Впервые новый
тип двигателя был использован серийно во время Второй мировой
войны на немецких крылатых ракетах Фау-1. На них устанавливался
двигатель Argus As-014 компании Argus-Werken.

В настоящее время несколько крупных оборонных фирм мира
занимаются исследованиями в области создания высокоэффективных
пульсирующих реактивных двигателей. В частности, работы ведут
французская компания SNECMA и американские General Electric и
Pratt & Whitney. В 2012 году Научно-исследовательская
лаборатория ВМС США объявила о
намерении разработать спиновый детонационный двигатель, который
должен будет заменить на кораблях обычные газотурбинные силовые
установки.

Спиновые детонационные двигатели отличаются от пульсирующих тем,
что детонационное горение топливной смеси в них происходит
непрерывно ─ фронт горения перемещается в кольцевой камере
сгорания, в которой топливная смесь постоянно обновляется.

Пока всё прогрессивное человечество из стран НАТО готовится приступить к испытаниям детонационного двигателя (испытания могут случиться в 2019 году (а скорее значительно позже)), в отсталой России объявили о завершении испытаний такого двигателя.

Объявили совершенно спокойно и никого не пугая. Но на Западе ожидаемо испугались и начался истерический вой – мы отстанем на всю оставшуюся жизнь. Работы над детонационным двигателем (ДД) ведутся в США, Германии, Франции и Китае. В общем, есть основания полагать, что решение проблемы интересует Ирак и Северную Корею – уж очень перспективная наработка, которая фактически означает новый этап в ракетостроении. И вообще в двигателестроении.

Идея детонационного двигателя впервые была озвучена в 1940 году советским физиком Я.Б. Зельдовичем. И создание такого двигателя сулило огромные выгоды. Для ракетного двигателя, например,:

• В 10 000 раз повышается мощность по сравнению с обычным ЖРД. В данном случае мы говорим о мощности, получаемой с единицы объёма двигателя;
• В 10 раз меньше топлива на единицу мощности;
• ДД просто существенно (в разы) дешевле стандартного ЖРД.

Жидкостный ракетный двигатель – это такая большая и очень дорогая горелка. А дорогая потому, что для поддержания устойчивого горения требуется большое количество механических, гидравлических, электронных и других механизмов. Очень сложное производство. Настолько сложное, что США уже много лет не могут создать свой ЖРД и вынуждены закупать в России РД-180.

Россия очень скоро получит серийный надёжный недорогой лёгкий ракетный двигатель. Со всеми вытекающими последствиями:

ракета может нести в разы большее количество полезной нагрузки – сам двигатель весит существенно меньше, топлива нужно в 10 раз меньше на заявленную дальность полёта. А можно эту дальность просто в 10 раз увеличить;

себестоимость ракеты снижается кратно. Это хороший ответ для любителей организовать гонку вооружения с Россией.

А ещё есть дальний космос… Открываются просто фантастические перспективы по его освоению.

Впрочем, американцы правы и сейчас не до космоса – уже готовятся пакеты санкций, чтобы детонационный двигатель в России не случился. Мешать будут изо всех сил – уж больно серьёзную заявку на лидерство сделали наши учёные.

07 Фев 2018


Метки:

2311

Обсуждение: 3 комментария

* В 10 000 раз повышается мощность по сравнению с обычным ЖРД. В данном случае мы говорим о мощности, получаемой с единицы объёма двигателя;
В 10 раз меньше топлива на единицу мощности;
—————
как-то не вяжется с другими публикациями:
«В зависимости от конструкции он может превосходить оригинальный ЖРД по КПД от 23-27% для типовой конструкции с расширяющимся соплом, вплоть до 36-37% прироста в КВРД (клиновоздушные ракетные двигатели)
Они способны изменять давление истекающей газовой струи в зависимости от атмосферного давления, и экономить до 8-12% топлива на всём участке выведения конструкции (Основная экономия происходит на малых высотах, где она доходит до 25-30%).»

В действительности вместо постоянного фронтального пламени в зоне сгорания, образуется детонационная волна, несущаяся со сверхзвуковой скоростью. В такой волне сжатия детонируют топливо и окислитель, этот процесс, с точки зрения термодинамики повышает КПД двигателя на порядок, благодаря компактности зоны сгорания.

Интересно, что ещё в 1940 году советский физик Я.Б. Зельдович предложил идею детонационного двигателя в статье «Об энергетическом использовании детонационного сгорания». С тех пор над перспективной идеей работали многие учёные из разных стран, вперёд выходили то США, то Германия, то наши соотечественники.

Летом, в августе 2016 года российским учёным удалось создать впервые в мире полноразмерный жидкостный реактивный двигатель, работающий на принципе детонационного сгорания топлива. Наша страна наконец-то за многие постперестроечные годы установила мировой приоритет в освоении новейшей техники.

Чем же так хорош новый двигатель? В реактивном двигателе применяется энергия, выделяемая при сжигании смеси при постоянном давлении и неизменным пламенном фронте. Газовая смесь из топлива и окислителя при горении резко повышает температуру и столб пламени, вырывающийся из сопла, создаёт реактивную тягу.

При детонационном горении продукты реакции не успевают разрушиться, потому что этот процесс в 100 раз быстрее дефларгации и давлении при этом стремительно увеличивается, а объём остаётся неизменным. Выделение такого большого количества энергии действительно может разрушить двигатель автомобиля, поэтому такой процесс часто ассоциируется со взрывом.

В действительности вместо постоянного фронтального пламени в зоне сгорания, образуется детонационная волна, несущаяся со сверхзвуковой скоростью. В такой волне сжатия детонируют топливо и окислитель, этот процесс, с точки зрения термодинамики повышает КПД двигателя на порядок,
благодаря компактности зоны сгорания. Поэтому специалисты так рьяно и приступили к разработке этой идеи.В обычном ЖРД, по сути, являющейся большой горелкой, главное не камера сгорания и сопло, а топливный турбонасосный агрегат (ТНА), создающий такое давление, чтобы топливо проникло в камеру. К примеру, в российском ЖРД РД-170 для ракет-носителей «Энергия» давление в камере сгорания 250 атм и насосу, подающему окислитель в зону сгорания приходиться создавать давление в 600 атм.

В детонационном двигателе давление создаётся самой детонацией, представляющую бегущую волну сжатия в смеси топлива, в которой давление без всякого ТНА уже в 20 раз больше и турбонасосные агрегаты являются лишними. Чтобы было понятно, у американского «Шаттла» давление в камере сгорания 200 атм, а детонационному двигателю в таких условиях надо всего лишь 10 атм для подачи смеси — это как велосипедный насос и Саяно-Шушенская ГЭС.

Двигатель на основе детонации в таком случае не только более простой и дешёвый на целый порядок, но гораздо мощнее и экономичнее, чем обычный ЖРД.На пути внедрения проекта детонационного двигателя встала проблема совладения с волной детонации. Это явление непросто взрывная волна, которая имеет скорость звука, а детонационная, распространяющаяся со скоростью 2500 м/сек, в ней нет стабилизации фронта пламени, за каждую пульсацию обновляется смесь и волна вновь запускается.

Ранее русские и французские инженеры разрабатывали и строили реактивные пульсирующие двигатели, но не на принципе детонации, а на основе пульсации обычного горения. Характеристики таких ПуВРД были низкими и когда двигателестроители разработали насосы, турбины и компрессоры, наступил век реактивных двигателей и ЖРД, а пульсирующие остались на обочине прогресса. Светлые головы науки пытались объединить детонационное горение с ПуВРД, но частота пульсаций обычного фронта горения составляет не более 250 в секунду, а фронт детонации обладает скоростью до 2500 м/сек и частота его пульсаций достигает несколько тысяч в секунду. Казалось невозможным воплотить на практике такую скорость обновления смеси и при этом инициировать детонацию.

В СЩА удалось построить такой детонационный пульсирующий двигатель и испытать его в воздухе, правда, проработал он всего 10 секунд, но приоритет остался за американскими конструкторами. Но уже в 60-х годах прошлого века советскому учёному Б.В. Войцеховскому и практически в то же время и американцу из университета в Мичигане Дж. Николсу пришла идея закольцевать в камере сгорания волну детонации.

Как работает детонационный ЖРД

Такой ротационный двигатель состоял из кольцевой камеры сгорания с форсунками, размещёнными по её радиусу для подачи топлива. Волна детонации бегает как белка в колесе по окружности, топливная смесь сжимается и выгорает, выталкивая продукты сгорания через сопло. В спиновом двигателе получаем частоту вращения волны в несколько тысяч в секунду, работа его подобна рабочему процессу в ЖРД, только более эффективно, благодаря детонации смеси топлива.

В СССР и США, а позже в России ведутся работы по созданию ротационного детонационного двигателя с незатухающей волной, пониманию процессов, происходящих внутри, для чего была создана целая наука физико-химическая кинетика. Для расчёта условий незатухающей волны нужны были мощные ЭВМ, которые создали лишь в последнее время.

В России над проектом такого спинового двигателя работают многие НИИ и КБ, среди которых двигателестроительная компания космической промышленности НПО «Энергомаш». На помощь в разработке такого двигателя пришёл Фонд перспективных исследований, ведь финансирование от Министерства обороны добиться невозможно — им подавай только гарантированный результат.

Тем не мене на испытаниях в Химках на «Энергомаше» был зафиксирован установившийся режим непрерывной спиновой детонации — 8 тысяч оборотов в секунду на смеси «кислород — керосин». При этом детонационные волны уравновешивали волны вибрации, а теплозащитные покрытия выдержали высокие температуры.

Но не стоит обольщаться, ведь это лишь двигатель-демонстратор, проработавший весьма непродолжительное время и о характеристиках его ещё пока ничего не сказано. Но основное в том, что доказана возможность создания детонационного горения и создан полноразмерный спиновой двигатель именно в России, что останется в истории науки навсегда.

Российская Федерация первой в мире провела успешные испытания детонационного жидкостного ракетного двигателя. Новую силовую установку создали в НПО «Энергомаш». Это успех для российской ракетно-космической отрасли, заявил корреспонденту Федерального агентства новостей
научный обозреватель Александр Галкин
.

Как сообщается на официальном сайте Фонда перспективных исследований, в новом двигателе тяга создается за счет контролируемых взрывов при взаимодействии топливной пары кислород-керосин.

«Значение успеха этих испытаний для опережающего развития отечественного двигателестроения трудно переоценить […] За ракетными двигателями такого рода будущее», — сообщил заместитель генерального директора и главный конструктор НПО «Энергомаш» Владимир Чванов.

Необходимо отметить, что к успешному испытанию новой силовой установки, инженеры предприятия шли последние два года. Исследовательские работы проводили ученые Новосибирского института гидродинамики им. М.А.Лаврентьева Сибирского отделения РАН и Московского авиационного института.

«Я думаю, что это новое слово в ракетной отрасли, и надеюсь, что оно окажется полезным для российской космонавтики. «Энергомаш» у нас сейчас единственная структура, которая разрабатывает ракетные двигатели и успешно ими торгует. Недавно они сделали для американцев двигатель РД-181, который по совокупной мощности слабее, нежели зарекомендовавший себя РД-180. Но дело то в том, что наметилось новое веяние в двигателестроении — уменьшение веса бортового оборудования космических кораблей приводит к тому, что двигатели становятся менее мощными. Это происходит за счет снижения выводимого веса. Так что надо пожелать успехов ученым и инженерам «Энергомаша», который работает, и что-то у него получается. Есть у нас еще головы креативные», — уверен Александр Галкин.

Необходимо отметить, что сам принцип создания реактивной струи за счет контролируемых взрывов может поднимать вопрос о безопасности будущих полетов. Однако переживать не стоит, так как ударная волна закручивается в камере сгорания двигателя.

«Уверен, систему гашения вибраций для новых двигателей придумают, потому что в принципе, традиционные ракеты-носители, которые разрабатывались еще Сергее Павловиче Королеве
и Валентине Петровиче Глушко
, тоже давали сильную вибрацию на корпус корабля. Но ведь как-то победили же, нашли способ погасить колоссальную тряску. Вот и здесь все будет так же», — заключает эксперт.

В настоящее время сотрудники НПО «Энергомаш» проводят дальнейшие изыскания по работе над стабилизацией тяги и уменьшением нагрузок на несущую конструкцию силовой установки. Как отмечают на предприятии, работа топливной пары кислород-керосин и сам принцип создания подъемной силы обеспечивает меньший расход топлива при большей мощности. В будущем начнутся испытания полноразмерной модели, и, возможно, его будут использовать для выведения на орбиту планеты полезных грузов или даже космонавтов.

Освоение космического пространства невольно ассоциируется с космическими кораблями. Сердцем любой ракеты-носителя является ее двигатель. Он должен развить первую космическую скорость — около 7,9 км/с, чтобы доставить космонавтов на орбиту, и вторую космическую, чтобы преодолеть поле тяготения планеты.

Добиться этого непросто, но ученые постоянно ищут новые пути решения этой задачи. Конструкторы из России шагнули еще дальше и сумели разработать детонационный ракетный двигатель, испытания которого завершились успехом. Это достижение можно назвать настоящим прорывом в области космического машиностроения.

Новые возможности

Почему на детонационные двигатели возлагают большие надежды? По расчетам ученых, их мощность будет в 10 тыс. раз больше, чем мощность существующих ракетных двигателей. При этом они будут потреблять гораздо меньше топлива, а их производство отличится низкой стоимостью и рентабельностью. С чем это связано?

Все дело в реакции окисления горючего. Если в современных ракетах используется процесс дефлаграции — медленное (дозвуковое) горение топлива при постоянном давлении, то детонационный ракетный двигатель функционирует за счет взрыва, детонации горючей смеси. Она сгорает со сверхзвуковой скоростью с выделением огромного количества тепловой энергии одновременно с распространением ударной волны.

Разработкой и испытанием российского варианта детонационного двигателя занималась специализированная лаборатория «Детонационные ЖРД» в составе производственного комплекса «Энергомаш».

Превосходство новых двигателей

Изучением и разработкой детонационных двигателей занимаются ведущие мировые ученые на протяжении 70 лет. Основной причиной, препятствующей созданию этого типа двигателей, является неконтролируемое самовозгорание топлива. Кроме того, на повестке дня стояли задачи по эффективному смешиванию горючего и окислителя, а также интеграции сопла и воздухозаборника.

Решив эти задачи, удастся создать детонационный ракетный двигатель, который по своим техническим характеристикам обгонит время. При этом ученые называют такие его преимущества:

1. Способность развивать скорости в дозвуковом и гиперзвуковом диапазонах.
2. Исключение из конструкции многих движущихся частей.
3. Более низкая масса и стоимость силовой установки.
4. Высокая термодинамическая эффективность.

Серийно данный тип двигатель не производился. Впервые был испытан на низколетящих самолетах в 2008 году. Детонационный двигатель для ракет-носителей был впервые испытан российскими учеными. Именно поэтому данному событию отводится столь большое значение.

Принцип работы: импульсный и непрерывный

В настоящее время ученые ведут разработку установок с импульсным и непрерывным рабочим процессом. Принцип работы детонационного ракетного двигателя с импульсной схемой работы основан на циклическом заполнении камеры сгорания горючей смесью, последовательном ее воспламенении и выбросе продуктов сгорания в окружающую среду.

Соответственно, при непрерывном рабочем процессе топливо подается в камеру сгорания непрерывно, горючее сгорает в одной или нескольких детонационных волнах, которые непрерывно циркулируют поперек потока. Преимуществами таких двигателей являются:

1. Однократное зажигание топлива.
2. Относительно простая конструкция.
3. Небольшие габариты и масса установок.
4. Более эффективное использование горючей смеси.
5. Низкий уровень производимого шума, вибрации и вредных выбросов.

В перспективе, используя данные преимущества, детонационный жидкостный ракетный двигатель непрерывной схемы работы вытеснит все существующие установки благодаря своим массо-габаритным и стоимостным характеристикам.

Испытания детонационного двигателя

Первые испытания отечественной детонационной установки прошли в рамках проекта, учрежденного Министерством образования и науки. В качестве опытного образца был представлен небольшой двигатель с камерой сгорания диаметром 100 мм и шириной кольцевого канала в 5 мм. Испытания проводились на специальном стенде, фиксировались показатели при работе на различных видах горючей смеси — водород-кислород, природный газ-кислород, пропан-бутан-кислород.

Испытания детонационного ракетного двигателя на кислородно-водородном топливе доказали, что термодинамический цикл этих установок на 7 % эффективнее, чем при работе других установок. Кроме того, было экспериментально подтверждено, что с увеличением количества подаваемого горючего увеличивается и тяга, а также количество детонационных волн и частота вращения.

Аналоги в других странах

Разработкой детонационных двигателей занимаются ученые ведущих стран мира. Наибольших успехов в этом направлении достигли конструкторы из США. В своих моделях они реализовали непрерывный способ работы, или ротационный. Американские военные планируют использовать данные установки для оснащения надводных кораблей. Благодаря меньшей массе и небольшим размерам при высокой выдаваемой мощности они помогут увеличить эффективность боевых катеров.

Стехиометрическую смесь водорода и кислорода использует для своей работы американский детонационный ракетный двигатель. Преимущества такого источника энергии в первую очередь экономические — кислорода сгорает ровно столько, сколько того требуется для окисления водорода. Сейчас для обеспечения военных кораблей углеродным топливом правительство США тратит несколько миллиардов долларов. Стехиометрическое горючее снизит расходы в несколько раз.

Дальнейшие направления разработки и перспективы

Новые данные, полученные в результате испытаний детонационных двигателей, определили применение принципиально новых методов построения схемы работы на жидком топливе. Но для функционирования такие двигатели должны иметь высокую жаропрочность ввиду большого количества выделяемой тепловой энергии. В настоящий момент ведется разработка особого покрытия, которое обеспечит работоспособность камеры сгорания под высокотемпературным воздействием.

Особое место в дальнейших исследованиях занимает создание смесительных головок, с помощью которых можно будет получить капли горючего материала заданного размера, концентрации и состава. По решению данных вопросов будет создан новый детонационный жидкостный ракетный двигатель, который станет основой нового класса ракет-носителей.

Детонационный двигатель — будущее российского двигателестроения

В действительности вместо постоянного фронтального пламени в зоне сгорания, образуется детонационная волна, несущаяся со сверхзвуковой скоростью. В такой волне сжатия детонируют топливо и окислитель, этот процесс, с точки зрения термодинамики повышает КПД двигателя на порядок, благодаря компактности зоны сгорания.

Интересно, что ещё в 1940 году советский физик Я.Б. Зельдович предложил идею детонационного двигателя в статье «Об энергетическом использовании детонационного сгорания». С тех пор над перспективной идеей работали многие учёные из разных стран, вперёд выходили то США, то Германия, то наши соотечественники.

Летом, в августе 2016 года российским учёным удалось создать впервые в мире полноразмерный жидкостный реактивный двигатель, работающий на принципе детонационного сгорания топлива. Наша страна наконец-то за многие постперестроечные годы установила мировой приоритет в освоении новейшей техники.

Чем же так хорош новый двигатель? В реактивном двигателе применяется энергия, выделяемая при сжигании смеси при постоянном давлении и неизменным пламенном фронте. Газовая смесь из топлива и окислителя при горении резко повышает температуру и столб пламени, вырывающийся из сопла, создаёт реактивную тягу.

При детонационном горении продукты реакции не успевают разрушиться, потому что этот процесс в 100 раз быстрее дефларгации и давление при этом стремительно увеличивается, а объём остаётся неизменным. Выделение такого большого количества энергии действительно может разрушить двигатель автомобиля, поэтому такой процесс часто ассоциируется со взрывом.

В действительности вместо постоянного фронтального пламени в зоне сгорания, образуется детонационная волна, несущаяся со сверхзвуковой скоростью. В такой волне сжатия детонируют топливо и окислитель, этот процесс, с точки зрения термодинамики повышает КПД двигателя на порядок, благодаря компактности зоны сгорания. Поэтому специалисты так рьяно и приступили к разработке этой идеи.

В обычном ЖРД, по сути, являющейся большой горелкой, главное не камера сгорания и сопло, а топливный турбонасосный агрегат (ТНА), создающий такое давление, чтобы топливо проникло в камеру. К примеру, в российском ЖРД РД-170 для ракет-носителей «Энергия» давление в камере сгорания 250 атм и насосу, подающему окислитель в зону сгорания приходиться создавать давление в 600 атм.

В детонационном двигателе давление создаётся самой детонацией, представляющую бегущую волну сжатия в смеси топлива, в которой давление без всякого ТНА уже в 20 раз больше и турбонасосные агрегаты являются лишними. Чтобы было понятно, у американского «Шаттла» давление в камере сгорания 200 атм, а детонационному двигателю в таких условиях надо всего лишь 10 атм для подачи смеси – это как велосипедный насос и Саяно-Шушенская ГЭС.

Двигатель на основе детонации в таком случае не только более простой и дешёвый на целый порядок, но гораздо мощнее и экономичнее, чем обычный ЖРД.

На пути внедрения проекта детонационного двигателя встала проблема совладения с волной детонации. Это явление непросто взрывная волна, которая имеет скорость звука, а детонационная, распространяющаяся со скоростью 2500 м/сек, в ней нет стабилизации фронта пламени, за каждую пульсацию обновляется смесь и волна вновь запускается.

Ранее русские и французские инженеры разрабатывали и строили реактивные пульсирующие двигатели, но не на принципе детонации, а на основе пульсации обычного горения. Характеристики таких ПуВРД были низкими и когда двигателестроители разработали насосы, турбины и компрессоры, наступил век реактивных двигателей и ЖРД, а пульсирующие остались на обочине прогресса. Светлые головы науки пытались объединить детонационное горение с ПуВРД, но частота пульсаций обычного фронта горения составляет не более 250 в секунду, а фронт детонации обладает скоростью до 2500 м/сек и частота его пульсаций достигает несколько тысяч в секунду. Казалось невозможным воплотить на практике такую скорость обновления смеси и при этом инициировать детонацию.

В СЩА удалось построить такой детонационный пульсирующий двигатель и испытать его в воздухе, правда, проработал он всего 10 секунд, но приоритет остался за американскими конструкторами. Но уже в 60-х годах прошлого века советскому учёному Б.В. Войцеховскому и практически в то же время и американцу из университета в Мичигане Дж. Николсу пришла идея закольцевать в камере сгорания волну детонации.

Как работает детонационный ЖРД

Такой ротационный двигатель состоял из кольцевой камеры сгорания с форсунками, размещёнными по её радиусу для подачи топлива. Волна детонации бегает как белка в колесе по окружности, топливная смесь сжимается и выгорает, выталкивая продукты сгорания через сопло. В спиновом двигателе получаем частоту вращения волны в несколько тысяч в секунду, работа его подобна рабочему процессу в ЖРД, только более эффективно, благодаря детонации смеси топлива.

В СССР и США, а позже в России ведутся работы по созданию ротационного детонационного двигателя с незатухающей волной для понимания процессов, происходящих внутри и для этого была создана целая наука —  физико-химическая кинетика. Для расчёта условий незатухающей волны нужны были мощные ЭВМ, которые создали лишь в последнее время.
В России над проектом такого спинового двигателя работают многие НИИ и КБ, среди которых двигателестроительная компания космической промышленности НПО «Энергомаш». На помощь в разработке такого двигателя пришёл Фонд перспективных исследований, ведь финансирование от Министерства обороны добиться невозможно – им подавай только гарантированный результат.

Тем не мене на испытаниях в Химках на «Энергомаше» был зафиксирован установившийся режим непрерывной спиновой детонации – 8 тысяч оборотов в секунду на смеси «кислород – керосин». При этом детонационные волны уравновешивали волны вибрации, а теплозащитные покрытия выдержали высокие температуры.

Но не стоит обольщаться, ведь это лишь двигатель-демонстратор, проработавший весьма непродолжительное время и о характеристиках его ещё пока ничего не сказано. Но основное в том, что доказана возможность создания детонационного горения и создан полноразмерный спиновой двигатель именно в России, что останется в истории науки навсегда.

Японский ракетный двигатель взрывается: непрерывно и целенаправленно

• по:

Левин Дэй

Конструкция ракетного двигателя на жидком топливе в основном следовала простому шаблону с момента разработки немецкой ракеты Фау-2 в середине Второй мировой войны. Топливо и окислитель смешиваются в камере сгорания, создавая смесь горячих газов под высоким давлением. что очень хочется оставить за бортом заднюю часть ракеты, генерирующую тягу.

Однако Японское агентство аэрокосмических исследований (JAXA) недавно завершило успешное испытание ракеты другого типа, известной как вращающийся детонационный двигатель. В двигателе используется совершенно другой метод сгорания с целью получения большей тяги при меньшем количестве топлива. Мы углубимся в то, как это работает, и как японские испытания предвещают будущее этой технологии.

Дефлаграция против детонации

Люди любят сжигать топливо, чтобы выполнять полезную работу. До сих пор в нашей истории, независимо от того, смотрим ли мы на паровые двигатели, бензиновые двигатели или даже ракетные двигатели, все эти технологии имели одну общую черту: все они основаны на топливе, которое сгорает при дефлаграции. Это легко контролируемый способ медленного горения, с которым мы все знакомы с тех пор, как начали сидеть у костра.

Схема вращающегося детонационного двигателя JAXA, показывающая предполагаемую работу, при которой ударная волна от детонирующего топлива проходит вокруг двигателя в кольцевом канале для продолжения цикла сгорания. Источник: JAXA

Однако существует потенциальная выгода от повышения эффективности за счет сжигания топлива при детонации. Именно здесь горение создает ударную волну, которая распространяется быстрее скорости звука, которая быстро распространяет реакцию детонации дальше и сопровождается огромным увеличением давления в придачу. Ключевое преимущество сжигания топлива таким образом заключается в том, что можно получить больше энергии от этого огромного увеличения давления. Таким образом, высвобождая больше энергии из того же количества топлива, двигатели, работающие на основе процесса детонации, теоретически могут быть более энергоэффективными.

Однако есть несколько проблем с работой двигателя в цикле, основанном на детонации. Может быть трудно поддерживать непрерывную реакцию детонации. Кроме того, большие скачки температуры и давления в процессе детонации и связанные с ними ударные волны могут легко повредить или разрушить детали, изготовленные даже из очень прочных материалов. До сих пор инженеры во многих областях пытались приручить и контролировать процессы детонации до такой степени, чтобы их можно было успешно использовать.

Вращающийся детонационный двигатель состоит из камеры сгорания кольцевой кольцевой конструкции. В это кольцо впрыскивается горючее и окислитель, которые воспламеняются таким образом, что происходит детонация смеси. Цель состоит в том, чтобы ударная волна этой детонации прошла вокруг кольцеобразной камеры сгорания, вызывая дальнейшие детонации по мере того, как она движется в непрерывном цикле.

Заставить концепцию работать оказалось непросто; несмотря на то, что концепция была впервые разработана в 1950-х годах в Мичиганском университете, только в последние годы инженеры успешно продемонстрировали вращающийся детонационный двигатель в непрерывном режиме. В 2020 году группа из Университета Центральной Флориды продемонстрировала двигатель, работающий на водородно-кислородном топливе, который при испытаниях развивает тягу до 200 фунтов силы (890 Н). Подвиг был достигнут благодаря тщательной настройке размера форсунок, которые впрыскивают топливо, чтобы получить смесь, подходящую для контролируемой детонации. Неправильно составите смесь, и топливо будет гореть медленнее, без каких-либо преимуществ для тяги или эффективности.

Живой тест Японии

В отличие от эксперимента Университета Центральной Флориды, японские усилия включали запуск настоящей ракеты. В испытании использовалась стандартная зондирующая ракета с обычным двигателем для запуска тестовой полезной нагрузки на сотни километров над Землей, а на второй ступени ракеты был установлен вращающийся детонационный двигатель. Миссия выполнялась с использованием ракеты-зонда S-520-31, запущенной с космического центра JAXA Uchinoura 27 июля 2021 года9.0007 Вращающийся детонационный двигатель JAXA работает над Землей. Источник: Университет Нагоя, JAXA

. Вторая ступень успешно выстрелила, проработав шесть секунд и создав за это время тягу 112 фунтов силы (500 Н), что составляет 56% от наземного демонстратора команды из Флориды. Данные, полученные в ходе эксперимента, подтвердили, что двигатель работал, как и ожидалось, сжигая топливо в детонационном режиме.

JAXA надеется внедрить технологию в практическое применение в течение пяти лет, учитывая успешную демонстрацию летного оборудования. Созданный в сотрудничестве с командой из Университета Нагои, мы надеемся на дальнейшее развитие технологии для создания более эффективных космических кораблей в будущем. Он может найти применение в самых разных областях, от ракетных двигателей первой и второй ступеней до использования в дальних космических полетах, чтобы максимально использовать ограниченные топливные ресурсы.

За последние несколько лет технология прошла долгий путь. Теперь, когда несколько независимых групп демонстрируют работающие двигатели, это пошатнуло титул «невозможно», который на полвека прикреплялся к концепции вращающейся детонации. Очевидно, что для создания практических двигателей, которые превзойдут существующие конструкции, потребуется много инженерных разработок. Тем не менее, с недавними успехами, достигнутыми в этой области, теперь появилась искра надежды, которая говорит нам, что это можно сделать.

Опубликовано в Взломы двигателей, Колонки Hackaday, Наука, SliderTagged аэрокосмическая промышленность, двигатель, ракета, ракетный двигатель, ракетная техника, вращающийся детонационный двигатель, наука

Можно ли использовать газы вместо жидкостей в качестве топлива в ракетном двигателе?

Спросил
2 года, 10 месяцев назад

Изменено
2 года, 10 месяцев назад

Просмотрено
5к раз

$\begingroup$

Я читаю о ракетных двигателях, и у меня есть вопрос о том, можно ли использовать топливо в виде газа, а не жидкости в ракетном двигателе?

• ракеты
• топливо
• жидкое топливо

$\endgroup$

1

$\begingroup$

Возможно: да.

Выполнимо: не совсем (по крайней мере, не для силовых приложений).

Основная хитрость заключается в плотности энергии (в пересчете на объем) — газы, как правило, значительно менее плотны, чем жидкости, поэтому резервуары должны быть намного больше и тяжелее, поэтому их обычно используют в виде конденсированной жидкости.

Для малых двигателей использовались газы — как в качестве двигателей на холодном газе, так и в любительских экспериментах.

$\endgroup$

3

$\begingroup$

Да, и в настоящее время это делается на нескольких двигателях, особенно на двигателях SpaceX Raptor. Они работают на жидком кислороде и жидком метане. Они пропускаются через турбонасосы с двумя разными соотношениями смеси, сжигая небольшую часть топлива, которое вращает насосы, а остальное топливо испаряется. Когда они входят в камеру сгорания, они оба находятся в газообразной форме. Это улучшает смешивание топлива и, следовательно, эффективное сгорание, поскольку газы смешиваются быстрее, чем жидкости. Поэтому его называют двигателем «газ-газ». Однако обратите внимание, что топливо хранится в жидком виде, поскольку в жидком состоянии оно намного плотнее.

$\endgroup$

2

$\begingroup$

Дополнить ответ:

 1 л содержит 1141 г жидкого кислорода
1 л содержит 1 г газообразного кислорода (при 1 атм.)
 

Конечно можно сжать, но контейнер добавит веса (крайне нежелательно).

Но это еще не конец!

Ракеты потребляют не только много топлива, но и расходуют его быстро .

Сатурн V потребляет 18000 кг каждую секунду.

Это будет 18143 м³ в секунду, около 20 олимпийских бассейнов. Нельзя нагнетать столько воздуха в двигатель.

Для справки: баллон для подводного плавания тяжелый и может выдерживать давление около 200 атм, что на порядок меньше, чем у жидкого кислорода.

$\endgroup$

6

$\begingroup$

Вам нужна жидкость для эффективного охлаждения большой и горячей камеры сгорания. Абляционное охлаждение использовалось только для двигателей меньшего размера. Теплопередача от твердых стенок камеры к газу слишком мала для охлаждения.

$\endgroup$

4

$\begingroup$

Другие ответы были сосредоточены на том факте, что вы не хотели бы запускать ракетный двигатель на газах, потому что баки были бы слишком большими. Одна вещь, которая еще не была упомянута, это турбонасосы.

Турбокомпрессоры состоят из турбины, работающей на сжигаемом топливе и окислителе. Это приводит в действие насос, который перекачивает жидкое топливо из бака низкого давления до высокого давления, необходимого для камеры сгорания. Если бы топливо перекачивалось в газообразном состоянии, требования к мощности перекачки были бы намного выше. Таким образом, турбонасосы были бы намного тяжелее, а также использовали бы мощность, которую в противном случае можно было бы использовать в основной камере сгорания / выхлопном сопле.

$\endgroup$

$\begingroup$

Сжигание газов является целью.
Перевозка топлива максимальной плотности — это другое.

Плотность топлива и, таким образом, увеличенная полезная нагрузка топлива представляли (и представляют) такой интерес, что в 1990-х годах было предложено использовать «твердый водород» — смесь твердого (!) и жидкого водорода, которая увеличила полезную нагрузку водорода примерно на 20%. Проблемы оказались значительными.
Краткое изложение программы использования водородной слякоти для Национального аэрокосмического самолета — НАСА, 1995

____________________

Превращение жидкостей в хорошо перемешанные газообразные продукты является основной задачей ракетных двигателей.
Эти фотографии иллюстрируют усилия, предпринятые для этого:

Версия Google Photos здесь

Небольшой образец:

«Инжектор» представляет собой множество маленьких отверстий, выстилающих поверхность задней стенки камеры сгорания.
В качестве бонуса хорошо видны каналы для охлаждения топлива форсунки.

Щелкните изображение для просмотра в более высоком разрешении:

$\endgroup$

Твой ответ

Зарегистрируйтесь или войдите в систему

Зарегистрируйтесь с помощью Google

Зарегистрироваться через Facebook

Зарегистрируйтесь, используя адрес электронной почты и пароль

Опубликовать как гость

Электронная почта

Требуется, но не отображается

Опубликовать как гость

Электронная почта

Требуется, но не отображается

Нажимая «Опубликовать свой ответ», вы соглашаетесь с нашими условиями обслуживания, политикой конфиденциальности и политикой использования файлов cookie

.

Вращающиеся детонационные ракетные двигатели (RDRE)

Агентство:

Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства

Филиал:

Н/Д

Программа | Фаза | Год:

СБИР |
Фаза I |
2022

Запрос:

SBIR_22_P1

Номер темы:

Z10.05

ПРИМЕЧАНИЕ. Заявки и темы, перечисленные на
этот сайт является копиями различных предложений агентства SBIR и не обязательно
самые свежие и актуальные.
По этой причине вам следует использовать ссылку агентства, указанную ниже, которая приведет вас
непосредственно к
соответствующий сервер агентства, где вы можете прочитать официальную версию этого ходатайства
и скачать соответствующие формы и правила.

Официальная ссылка на это обращение:
https://sbir.gsfc.nasa.gov/solicitations

Дата выпуска:

06 января 2022 г.

Дата открытия:

06 января 2022 г.

Срок подачи заявки: 200007

909006 Март Дата закрытия:

09 марта 2022 г.

Описание:

Ведущий центр: MSFC

Участвующий центр(ы): GRC

Год подачи заявки: 2022

Область применения Название

Ротационно-детонационный ракетный двигатель (RDRE) Реакция, восстановление и динамика работы инжектора

Описание области применения

RE

RD этот высокопроизводительный цикл двигателя. Необходимы усилия по разработке технологий, чтобы лучше понять, как уменьшить потенциал обратного потока продуктов сгорания, когда детонация высокого давления проходит через отверстия форсунки. Одним из способов достижения этого является высокая импульсная диодичность для элементов инжектора. Динамика восстановления при различных эквивалентных условиях перепада давления может быть ключом к минимизации потерь при дефлаграции. Это особенно касается двухкомпонентных топлив жидкость/газ и жидкость/жидкость. Хорошо известно, что извлечение пороха для одновременного попадания в камеру и эквивалентного участия в процессе детонации — это то, из чего может быть получено большинство преимуществ детонации. Наконец, желательны новые схемы элементов, которые эффективно защищают детонацию от поверхности инжектора, а также равномерно распределяют и смешивают топливо без потери несгоревшего топлива из критической области. Устранение детонации от поверхности форсунки уменьшит общий градиент давления, который будет испытывать отверстия форсунки, и, таким образом, значительно уменьшит обратный поток. Каждая из этих задач необходима, среди прочего, для снижения общего рабочего давления для удовлетворения более разумных требований к системе жидкостного двигателя.

Необходимо сверхвысокопроизводительное решение для инжектора детонации, которое попытается решить эти или аналогичные проблемы. Компьютерное гидродинамическое моделирование (CFD) и анализ в сочетании с испытанием на холодную текучесть и, наконец, испытание на горячее пламя были бы весьма желательны в зависимости от этапа работы. Решения, решающие эти проблемы, дадут НАСА и отраслевому партнеру реальный путь к радикальному улучшению характеристик устройств сгорания, что позволит реализовать будущие архитектуры миссий, включая Луну и Марс.

В этой подтеме ищутся инновационные инженерные решения проблемы отклика форсунки и динамики детонации в цикле RDRE с соответствующими порохами. Основной интерес представляют фазы жидкостного/газового и жидкостного/жидкого пропеллента, особенно интереса к использованию криогенного пропеллента. Метан, водород, RP-1, гиперголики и их последующие фазы представляют первостепенный интерес для НАСА. Впрыск газа/газовой фазы неприемлем, если и жидкий кислород, и топливо не находятся в криогенном состоянии и оба не используются для регенеративного охлаждения оборудования.

Фаза I многогранна и может включать несколько путей развития. Необходимо технико-экономическое обоснование, демонстрирующее доказательство концепции для данного приложения. Это может быть выполнено с помощью CFD или другого типа анализа, который показывает, что схемы форсунок с высокой диодностью могут эффективно использоваться в детонационных двигателях. Потребуется также дальнейшая демонстрация возможности изготовления форсунок сложной геометрии. Одним из способов сделать это было бы изготовление отверстий инжектора меньшего размера, возможно, с использованием технологий аддитивного производства. Обычные методы механической обработки также могут быть использованы для изготовления одноэлементных потоковых образцов различной геометрии. Затем эти отверстия и образцы можно было подвергнуть удару или имитации детонации. Затем будет измерена реакция инжектора и динамика восстановления. Визуализация и измерение обратного потока или сопротивления обратному потоку были бы очень полезны в этом отношении. Испытания на холодную текучесть с использованием воды или воздуха в качестве имитаторов топлива были бы нормой. Новые методы производства, постобработки и эксплуатации отверстий инжектора будут вспомогательными, но важным дополнением к работе, поскольку они продемонстрируют снижение стоимости и сроков разработки оборудования.

Expected TRL or TRL Range at completion of the Project

2 to 5

Primary Technology Taxonomy

Level 1

TX 01 Propulsion Systems

Level 2

TX 01.4 Advanced Propulsion

Желаемые результаты Фазы I и Фазы II

• Аппаратное обеспечение
•  Анализ 
•  Исследования 
•  Прототип

Желаемые результаты Описание

Фаза I многогранна и может включать несколько путей развития. Необходимо технико-экономическое обоснование, демонстрирующее доказательство концепции для данного приложения. Это может быть выполнено с помощью CFD или другого типа анализа, который показывает, что схемы форсунок с высокой диодностью могут эффективно использоваться в детонационных двигателях. Потребуется также дальнейшая демонстрация возможности изготовления форсунок сложной геометрии. Одним из способов сделать это было бы изготовление отверстий инжектора меньшего размера, возможно, с использованием технологий аддитивного производства. Обычные методы механической обработки также могут быть использованы для изготовления одноэлементных потоковых образцов различной геометрии. Затем эти отверстия и образцы можно было подвергнуть удару или имитации детонации. Затем будет измерена реакция инжектора и динамика восстановления. Визуализация и измерение обратного потока или сопротивления обратному потоку были бы очень полезны в этом отношении. Испытания на холодную текучесть с использованием воды или воздуха в качестве имитаторов топлива были бы нормой. Новые методы производства, постобработки и эксплуатации отверстий инжектора будут вспомогательными, но важным дополнением к работе, поскольку они продемонстрируют снижение стоимости и сроков разработки оборудования.

Этап I требует небольшой лабораторной демонстрации с использованием экспериментов с холодным течением и/или усилий по моделированию для подтверждения концепции. Доказательство концепции может включать демонстрацию повышенного потенциала диодности для конкретных геометрических элементов инжектора по сравнению с базовым случаем сравнения. Метрики, по которым можно оценить диодичность, включают геометрию, которая дает диодичность> 1,4. Однако есть схемы, которые могут достигать диодности >10x. Усилия, чтобы понять скорость восстановления топлива, также имеют решающее значение.

Фаза II будет включать испытания на холодную текучесть с имитацией условий удара/детонации в лабораторных условиях и/или испытания теплоотвода/регенеративного горячего пламени, которые оценивают реакцию форсунки, восстановление и характеристики, такие как C*, тяга и/или визуальная диагностика выбросов при сгорании, позволяющая сделать вывод о полноте сгорания. Также желательны измерения тяги.

Работа Этапа III будет направлена ​​на развитие технологии для продолжительных испытаний с конструкциями форсунок с оптимизированными характеристиками в конкретных расчетных условиях. Потребуется огневая демонстрация такого устройства сжигания.

Современное состояние и критические недостатки

Повышение производительности силовой установки практически остановилось. Фактически, в настоящее время промышленность жертвует производительностью сгорания и улучшением удельного импульса ради технологичности. RDRE представляют собой потенциал для значительного улучшения простоты производства, конкретных импульсных характеристик устройства сгорания и расширения возможностей доступа в космос в США. Концепции высокоэффективных силовых установок, такие как RDRE, изучаются в Соединенных Штатах, и интерес к ним никогда не был выше. Таким образом, эта работа направлена ​​​​на радикальное улучшение и расширение возможностей проектирования и испытаний RDRE, чтобы сделать доступ в космос более осуществимым и экономически эффективным.

Актуальность / Научная прослеживаемость

Исследования, запрошенные в этой заявке, имеют отношение ко многим текущим проектам и программам НАСА, в частности, для будущего использования с HLS (Human Landing System), SLS (Космическая система запуска) и с Луны на Марс Архитектура агентства. Существует также прямая применимость к программам RDRE ARDVARC (аддитивная вращающаяся детонационная камера), RAMFIRE (реактивное аддитивное производство для исследовательских систем четвертой промышленной революции), LLAMA (сборка аддитивного производства с длительным сроком службы и ALPACA (сборка аддитивной камеры с улучшенными эксплуатационными характеристиками спускаемого аппарата) в Центр космических полетов НАСА имени Маршалла

Ссылки

• Б. Р. Биглер, Дж. В. Бенневиц, С. А. Данчик и В. А. Харгус, «Вращающийся детонационный ракетный двигатель, работоспособность при впрыске с переменным перепадом давления», J. Spacecr. Ракеты, стр. 1–10, 2020, doi: 10.2514/1.a34763.
• Д. Лим, «Экспериментальные исследования отклика жидкостного инжектора и теплового потока стенки во вращающемся детонационном ракетном двигателе», Аспирантура Университета Пердью, 2019.
• Г. С. Гилл и У. Х. Нурик, «Инжекторы жидкостных ракетных двигателей», спецификация NASA, публикация SP-8089. . 1976.
• Дж. Хулка, «Проектирование и изготовление аддитивных элементов инжектора для форсажной камеры RS-25», 2019 г.

Область применения Название

Методики улучшения улавливания тяги выхлопных газов вращающегося детонационного ракетного двигателя (РДРД) (оптимизация конструкции сопла) и снижения потерь

Область применения Описание для создания идеальной тяги при минимальной массе оборудования. Традиционная форсунка RDRE обычно включает использование форсунки в виде аэродинамического шипа в центральном корпусе и кожухе или форсунке внешнего корпуса. Не совсем понятно, как оптимально захватить тягу RDRE, учитывая, что выходной поток имеет потери кинетической энергии из-за колебательного выхлопа. Интерес представляют методы, с помощью которых эти потери могут быть возмещены. Кроме того, весьма желательны также способы, с помощью которых можно было бы свести к минимуму колебательный выходной поток.

В дополнение к секции расширения, описанной выше, представляют интерес новые методы проектирования камеры и последующей горловины. Хорошо известно, что резкое сжатие площади оказывает пагубное воздействие на стабильность детонации и, таким образом, вызывает снижение детонационных характеристик, что, как считается, вызывает снижение общей производительности двигателя. Желательны дальнейшие инвестиции в геометрию, которая не ухудшает характеристики детонации, но также увеличивает удельный импульс.

Фаза I требует моделирования вычислительной гидродинамики (CFD) или эквивалентного анализа/экспериментальной работы, демонстрирующей минимизацию потерь и максимизацию тяги в дополнение к попыткам уменьшить общую массу и масштаб оборудования. Основная цель состоит в том, чтобы лучше понять, как спроектировать комбинированную камеру и конфигурацию сопла для RDRE, которые в идеале будут создавать тягу с минимальными потерями. Методологии, которые исследуют и оценивают, как лучше всего достичь этой цели, являются приоритетными. Одним из потенциальных средств, с помощью которых это может быть достигнуто, является создание программы, использующей метод характеристик для проектирования конфигурации заглушки/внешнего сопла при конкретных расчетных условиях.

Expected TRL or TRL Range at completion of the Project

2 to 5

Primary Technology Taxonomy

Level 1

TX 01 Propulsion Systems

Level 2

TX 01.4 Advanced Propulsion

Желаемые результаты Фазы I и Фазы II

•  Исследование 
•  Анализ 
•  Прототип
•  Аппаратное обеспечение

Желаемые результаты Описание

Этап I требует моделирования CFD или эквивалентного анализа/экспериментальной работы, демонстрирующей минимизацию потерь и максимизацию тяги в дополнение к попыткам уменьшить общую массу и масштаб оборудования. Основная цель состоит в том, чтобы лучше понять, как спроектировать комбинированную камеру и конфигурацию сопла для RDRE, которые в идеале будут создавать тягу с минимальными потерями. Методологии, которые исследуют и оценивают, как лучше всего достичь этой цели, являются приоритетными. Одним из потенциальных средств, с помощью которых это может быть достигнуто, является создание программы, использующей метод характеристик для проектирования конфигурации заглушки/внешнего сопла при конкретных расчетных условиях.

Фаза I требует усилий по моделированию, чтобы продемонстрировать концепцию, и выбор геометрии для производства и тестирования. Доказательство концепции может включать полное моделирование CFD или более простую методологию анализа по сравнению с базовым случаем сравнения. Базовой линией может быть прямолинейное кольцевое пространство стандартной практики с пробковым соплом, рассчитанное с использованием соотношений Быковского [1,2]. Также необходимо будет показать новые методы уменьшения механизмов потерь. Они могут включать геометрию выступающих каналов в кольцевом пространстве, которые могут действовать как статоры.

Этап II будет предусматривать испытания теплоотвода/регенеративного нагрева горячим огнем, в ходе которых оцениваются такие характеристики, как C*, тяга и/или визуальная диагностика выбросов при сгорании, что позволяет сделать вывод о полноте сгорания.

Современное состояние и критические недостатки

Повышение производительности силовой установки практически остановилось. Фактически, в настоящее время промышленность жертвует производительностью сгорания и улучшением удельного импульса ради технологичности. RDRE представляют собой потенциал для значительного улучшения простоты производства, конкретных импульсных характеристик устройства сгорания и расширения возможностей доступа в космос в США. Концепции высокоэффективных силовых установок, такие как RDRE, изучаются в Соединенных Штатах, и интерес к ним никогда не был выше. Таким образом, эта работа направлена ​​​​на радикальное улучшение и расширение возможностей проектирования и испытаний RDRE, чтобы сделать доступ в космос более осуществимым и экономически эффективным.

Релевантность / Научная прослеживаемость

Исследования, запрошенные в этой заявке, имеют отношение к текущим проектам и программам НАСА, в частности, для будущего использования с HLS (Human Landing System), SLS (Космическая система запуска) и агентством Moon to Mars. архитектура. Повышение удельного импульса жидкостной двигательной установки также сильно зависит от конструкции сопла для цикла RDRE.

Ссылки

• К. Гото, Дж. Нисимура, А. Кавасаки, К. Мацуока, Дж. Касахара, А. Мацуо, И. Фунаки, Д. Наката, М. Утиуми и К. Хигасино, « Движительная способность и тепловая среда вращающегося детонационного двигателя с различными соплами // Журн. пропульс. Мощность, об. 35, нет. 2019. Т. 1. С. 213–223..
• Йетао С., Мэн Л. и Цзяньпин В., «Двигатель с непрерывной детонацией и влияние различных типов сопла на его двигательные характеристики», китайский J. Aeronaut., vol. 23, нет. 6, стр. 647–652, 2010.
• М. Фотиа, Т. А. Кемминг, Дж. Хок и Ф. Шауэр, «Исследование экспериментальных характеристик вращающегося детонационного двигателя с соплом выхлопного потока», на 53-м заседании AIAA по аэрокосмическим наукам, 2015 г., с. 631.
• Т. Смит, А. Павли и К. Кацински, «Сравнение теоретических и экспериментальных характеристик тяги ракетного сопла с коэффициентом площади 1030: 1 при давлении в камере 2413 кН / кв. м (350 фунтов на квадратный дюйм)», в 23rd Joint пр. Конференция, 1987, с. 2069.

Новый японский ракетный двигатель использует ударные волны в качестве топлива

Недавно протестированная технология может стать ключевым фактором для исследования дальнего космоса.

Nagoya University/JAXA

Японское агентство аэрокосмических исследований (JAXA) успешно испытало более эффективный тип ракетного двигателя, приводимого в движение ударными волнами. Это тип вращающегося детонационного двигателя (РДЭ), и в ходе испытаний он поднял 30-футовую (8-метровую) одноступенчатую ракету.

Ракета стартовала с космодрома Утиноура в префектуре Кагосима и поднялась на высоту 146 миль (235 км) за четыре минуты. В общей сложности полет длился восемь минут. При приземлении агентство извлекло из моря капсулу, содержащую важные данные об испытании, в том числе изображение, показывающее работу RDE класса 500N в космосе:

Источник: JAXA

Это значительный прогресс в реализации альтернативных двигательных установок. , направленный на снижение затрат и повышение эффективности ракетных двигателей. Есть надежда, что новая конструкция двигателя будет соответствовать требованиям новой космической эры, которая может стать началом исследования дальнего космоса.

Что такое вращающиеся детонационные двигатели?

Традиционно в ракетах для взлета используются химические жидкие компоненты топлива, такие как гидразин, высокоэффективная перекись, азотная кислота, жидкий водород и другие в различных комбинациях.

Обычные ракетные двигатели имеют камеру сгорания, в которой сжигаются запасы топлива, топлива и окислителей для получения горячих выхлопных газов и, в конечном итоге, тяги. При этом используется третий закон движения Ньютона, который гласит, что на каждое действие есть равное и противоположное противодействие.

Сжигание является относительно медленным и контролируемым процессом, который также очень хорошо изучен как технология.

С другой стороны, двигатели с вращающейся детонацией используют волны детонации для сжигания смеси топлива и окислителя. Взрывы движутся по кольцевой камере по петле, создавая газы, которые выбрасываются с одного конца кольцеобразного канала для создания тяги в противоположном направлении. Затем распространяется ударная волна от взрыва, закручиваясь и расширяясь примерно в пять раз со скоростью звука. Это, в свою очередь, генерирует высокочастотные ударные волны и волны сжатия, которые можно использовать для создания большего количества детонаций по самоподдерживающейся схеме, чему способствует добавление небольшого количества топлива. В результате этот тип двигателя высвобождает значительно больше энергии из значительно меньшей массы топлива, чем при сгорании.