Импульсный реактивный двигатель для Дальнего космоса Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 621.453

ИМПУЛЬСНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ДАЛЬНЕГО КОСМОСА

А. О. Кучко, А. П. Корнев Научный руководитель - А. М. Сафарбаков

Московский государственный технический университет гражданской авиации -

Иркутский филиал Российская Федерация, Иркутск, ул. Советская, 139 E-mail: 19wolf97@mail.ru

В настоящее время реактивный двигатель является единственным техническим устройством, с помощью которого можно перемещаться в космическом пространстве. В большинстве своем это или твердотопливные или жидкостные ракетные двигатели, предназначенные для вывода кораблей на орбиту или для разгона космической станции до определенных скоростей полета. Но за счет ограниченного запаса окислителя и горючего на борту космического корабля полеты в дальний космос осуществляются в основном за счет гравитационного маневра. Данную проблему можно решить, используя очень экономичный реактивный двигатель. Таким двигателем может стать импульсный реактивный двигатель.

Ключевые слова: импульсный реактивный двигатель, импульсная камера сгорания, фронтовое устройство, обратный клапан, топливовоздушная смесь, сопло Лаваля.

PULSE JET ENGINE FOR DEEPSPACE

A. O. Kuchko, A. P. Kornev Scientific Supervisor - A. M. Safarbakov

Moscow State Technical University of Civil Aviation -Irkutsk branch E-mail: 19wolf97@mail.ru

Currently, the jet engine is the only technical device with which you can navigate in outer space. For the most part, these are either solid-propellant or liquid rocket engines designed to put ships into orbit or to accelerate a space station to certain flight speeds. But due to the limited supply of oxidant and fuel on board the spacecraft, flights to the outer space are carried out mainly due to gravitational maneuver. This problem can be solved using a very economical jet engine. Such an engine can be a pulsed jet engine.

Keywords: pulse jet engine, pulse combustion chamber, front device, check valve, fuel-air mixture, Laval nozzle.

Одним из самых значимых узлов реактивного двигателя является камера сгорания. Её назначение - сжигание топлива и получение высоко нагретого рабочего тела [1]. Надежность пуска и работы камеры сгорания, ее экономичность и долговечность определяют аналогичные показатели двигателя. Горение топлива является основой рабочего процесса камеры сгорания. При этом в жаровой трубе камеры сгорания происходит химическая реакция, сложный теплообмен, диффузия, турбулентное перемешивание топливовоздушных и газовых потоков, испарение и газификация [2].

В предложенном проекте импульсная камера сгорания является импульсным реактивным двигателем (см. рисунок) [3].

Импульсный двигатель работает следующим образом. Через штуцер 11 в герметичную камеру перед фронтовым устройством подается сжатый воздух. Давление в камере поднимается

Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2017. Том 1

до определенной величины обусловленной задающей пружиной 5 поджимающей тарелку обратного клапана 3 к его седлу 2. Как только давление в герметичной камере превысит степень затяжки пружины, тарелка обратного клапана переместится вдоль оси, и откроет профилированные отверстия подачи воздуха в камеру сгорания. Одновременно через импульсную топливную форсунку 10 в герметичную камеру впрыскивается топливо. Получившаяся топливовоздушная смесь через обратный клапан устремляется в камеру сгорания, проходя через завихритель потока 6. Завихритель потока необходим для создания циркуляционной зоны, в которой происходит качественное перемешивание топливовоздушной смеси [4]. Такая смесь сгорит в объеме камеры сгорания с большим выделением тепла и созданием высокого давления. В момент заполнения камеры сгорания топливовоздушной смесью шаровый кран 9 установленный в критическом сечении сопла Лаваля 8 находится в закрытом положении. В противном случае вся топливовоздушная смесь через сопло истечет в безвоздушное пространство. Как только объем камеры сгорания заполнится качественно перемешанной топливовоздушной смесью, свеча зажигания 12, осуществит ее поджог. В результате горения давление в камере сгорания поднимется, и тарелка обратного клапана закроет профилированные отверстия подвода топливовоздушной смеси. В этот момент откроется шаровый кран, установленный в сопле Лаваля. Камера сгорания начнет опорожняться от продуктов сгорания. Истекающие газы создадут импульс силы. Как только газы истекут из камеры сгорания, и давление в ней уравняется с давлением за пределами сопла, шаровый кран закроется. Таким образом, осуществляется единичный цикл работы импульсного двигателя. В дальнейшем такие циклы можно повторять.

Импульсный реактивный двигатель для космоса: 1 - жаровая трубукамера сгорания; 2 - фронтовое устройство, представляющее собой обратный клапан, состоящее из седла обратного клапана; 3 - тарелки обратного клапана; 4 - шток, на который крепится тарелка обратного клапана; 5 - задающая пружина; 6 - завихритель потока; 7 - шток необходимого для осуществления возвратно-поступательного движения обратного клапана; 8 - осесимметричное тяговое устройство, выполненное в виде сопла Лаваля; 9 - устройство запирания камеры сгорания, выполненное в виде шарового крана и установленное в критическом сечении сопла Лаваля; 10 - импульсной топливной форсунки, установленной в герметичной камере перед фронтовым устройством; 11 - штуцер для подвода окислителя в герметичную камеру перед фронтовым устройством; 12 - свечи зажигания для розжига топливовоздушной смеси

Фронтовое устройство камеры сгорания может перемещаться вдоль ее оси. При помощи такого перемещения можно изменять объем камеры сгорания, и соответственно регулировать величину импульса силы от истекающих газов. При уменьшении объема камеры сгорания количество топлива и воздуха участвующего в горении можно уменьшить и наоборот.

Импульсный двигатель для космического пространства может переходить в многочастотный режим, когда частота следования одиночных импульсов может быть сделана довольно большой и определяться в основном скоростью заполнения камеры сгорания и скоростью ее опорожнения.

Рабочий процесс импульсного двигателя описывается термодинамическим циклом Гемфри [5]. Как показывают расчеты, реализация такого цикла позволяет значительно повысить давление в процессе сгорания топливовоздушной смеси.

Камера сгорания импульсного двигателя может работать и на других жидких видах топлива и окислителя. Это может быть спирт и воздух, водород и кислород и так далее.

Предлагаемый импульсный двигатель для космического пространства обладает простотой конструкции а, следовательно, и высокой надежностью, высокими экономическими показателями, каскадностью изменения уровня тяги (практически мгновенные выход на рабочий режим и останов двигателя).

Библиографические ссылки

1. Мингазов Б. Г. Внутрикамерные процессы и автоматизированная доводка камер сгорания ГТД. Казань : Изд-во Казан. гос. техн. ун-та. 2000. 168 с.

2. Чигрин В. С., Белова С. Е. Конструкция камер сгорания газотурбинных двигателей. Рыбинск : Изд-во РГАТА, 2004.

3. Конструкция импульсной камеры сгорания для газотурбинного двигателя: Высокие технологии, экономика, промышленность / А. И. Исаев, А. М. Сафарбаков, Д. В. Богданович и др. // Фундаментальные и прикладные исследования, разработка и применение высоких технологий в промышленности и экономике : сб. ст. 13-й Междунар. науч.-практ. конф. Т. 2, ч. 2 (24-26 мая 2012 г., Санкт-Петербург) / под ред. А. П. Кудинова. СПб. : Изд-во Политехн. ун-та, 2012. С. 67-71.

4. ГОСТ 23851-79. Государственный стандарт Союза ССР. Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения. Доступ из справ.-правовой системы «КонсультантПлюс».

5. Техническая термодинамика / В. А. Кириллин и др. М. : Энергоатомиздат, 1983.

© Кучко А. О., Корнев А. П., 2017