CC BY
96
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2016. Том 1
УДК 629.78
ИССЛЕДОВАНИЕ ВОПРОСА ПРИМЕНЕНИЯ ЛАЗЕРНЫХ СИСТЕМ В ИЗДЕЛИЯХ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
В. В. Скрябин, А. В. Власенко Научный руководитель - М. Д. Евтифьев
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева
Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: lesha.vlasenko.94@mail.ru
Производится анализ лазерной системы зажигания, применение которых возможно в жидкостных ракетных двигателях. Выполнено выявления достоинств и недостатков данного метода зажигания компонентов топлива.
Ключевые слова: лазерная система зажигания, жидкостные ракетные двигатели, проектирование двигателей, преимущества лазерной системы зажигания, современные ракетные двигатели, ракета-носитель.
THE STUDY OF APPLICATION OF LASER SYSTEMS IN ROCKET
AND SPACE TECHNOLOGY
V. V. Skryabin, A. V. Vlasenko Scientific Supervisor - M. D. Evtifyev
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: lesha.vlasenko.94@mail.ru
In this article the analysis of laser system of ignition application of which perhaps in liquid rocket engines is made. It is executed identifications of merits and demerits of this method of ignition of components offuel.
Keywords: laser system of ignition, liquid rocket engines, design of engines, advantages of laser system of ignition, modern rocket engines, carrier rocket.
Применение новых технологий в изделиях ракетно-космической техники (РКТ) является осознанной необходимостью, как для создания передового и перспективного ракетного вооружения, так и для преобладания в конкурентной борьбе за рынки запусков космических аппаратов. Одной из новых технологий внедряемых сегодня в изделия РКТ являются лазерные системы, которые имеют ряд существенных преимуществ по сравнению с традиционными системами. В настоящее время на слуху такие системы, как лазерные гироскопы, лазерные дальномеры, лазерные передатчики информации на расстояние, лазерное зажигание жидких компонентов топлива и т. д. Поэтому сегодня проявляется еще больший интерес к лазерным системам и к их внедрению на ракеты-носители (РН), разгонные блоки (РБ) и космические аппараты (КА), т. е. эта тема является актуальной и требует внимания исследователей. Каждое направление внедрения лазерных систем требует исследований. В данных тезисах представлены исследования одной из основных задач, связанной с проектированием жидкостных изделий РКТ, обеспечение зажигания компонентов в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с последующим распространением и стабилизацией пламени.
Требования, предъявляемые к изделиям РКТ, вынуждают конструкторов бороться за каждый килограмм, т.е. делать их конструкцию более легкой. К тому же у РБ и КА ЖРД многоимпульсные, требующие обеспечения надежного многократного запуска как во время полета, так и при работе на орбите [2].
Здесь то и появляется необходимость в лазерной системе зажигания (ЛСЗ), которая в сравнении с другими имеет значительно меньшую массу и габаритные размеры. Принцип работы этой системы
Секция «Проектирование и производство летательньк аппаратов»
отличен от давно традиционно используемых (пиротехническое и химическое зажигания). Лазерное зажигание может обеспечивать многократный запуск ЖРД, а также возможность выбора оптимальных зон в камере сгорания для воспламенения. В отличие от традиционных принципов (пиротехнической системы зажигания (ПСЗ)), на ЛСЗ не оказывают никакого влияния электромагнитные помехи, которые влияют на время срабатывания. При этом мощность, потребляемая ЛСЗ значительно меньше.
Известно применение ЛСЗ в РКТ в США. На обновленной версии ЖРД ЯЬ-10В-2 американской ракеты-носителя «Атлас-5» устанавливается ЛСЗ.
В настоящее время планируется установить ЛСЗ в ракетные двигатели первой и второй ступени РН типа «Союз-2». Такая замена ПСЗ на ЛСЗ уменьшит массу РН и увеличит полезный груз (ПГ) на величину облегчения системы. Замена химической системы зажигания (ХСЗ) на ЛСЗ также позволит увеличить массу ПГ на 100-150 кг.
Кроме того, существует российский проект легкой двухступенчатой ракеты-носителя «Адлер», согласно которого ЖРД также будет оснащаться ЛСЗ.
При использовании ЛСЗ пропадет необходимость в электроарматуре и других элементах характерных для традиционных систем зажигания.
Однако ЛСЗ требует адаптации к использованию на реальных ЖРД, заключающейся в необходимости подбора оптимального режима работы лазера, в разработке оптимального режима работы оптико-электронных, а также оптических интерфейсов, в обеспечении работоспособности ЛСЗ в условиях большого перепада температур (от минус 100 оС до плюс 100 оС), условиях вакуума порядка 1,3х10-11 Па (1х10-13 мм рт. ст.), вибрационных нагрузок и перегрузок [3].
Камера ЖРД, оснащенного ЛСЗ, будет представлять собой камеру сгорания со сверхзвуковым соплом, форсуночной головкой с системой подвода компонентов топлива и лазером. Лазерная система в своем составе будет иметь источник излучения малых размеров и узел ввода и фокусировки, спроектированных так, чтобы была возможность обеспечивать фокусировку лазера как на элементы внутренней поверхности камеры сгорания ЖРД или газогенератора, так и в их объем. При этом предусматривается возможность герметичной установки на форсуночную головку или на боковой поверхности камеры [4].
Запуск двигателя или газогенератора может быть реализован за счет подачи компонентов топлива и их воспламенения лазерным излучением и его фокусировки в зону оптического пробоя. Смесь, состоящая из компонентов топлива, будет подаваться непосредственно в область горения, где и произойдет их воспламенение. При этом необходимо будет выполнить соотношение компонентов топлива в нужной пропорции для их воспламенения [1].
У этого способа зажигания есть и отрицательные моменты:
1) требуется предусмотреть охлаждение лазерной свечи так, как температуры в камере сгорания ЖРД может достигать более 3 000 °С;
2) потребность в демпфирующих устройствах, предохраняющего от колебаний, возникающих при работе двигателя;
3) необходимо предусмотреть защиту фокусирующего объектива от загрязнения возникающего в процессе горения компонентов, что может привести к невозможности повторного запуска ЖРД.
Конструкция ЛСЗ будет содержать источник электроэнергии, блок накачки, оптическое волокно и как минимум одну свечу лазерного поджога топлива с линзой фокусировки.
В настоящее время на стендах ОАО НПО «Энергомаш» выполнены успешные испытания системы лазерного зажигания компонентов топлива кислород - керосин в камере сгорания модели газогенератора. Зажигание компонентов было вызвано способом инициации оптического пробоя достигнутого фокусированным излучением лазерной установки малых размеров. Масса блока питания данной установки составила 400 г, в то время как масса самого лазера составила 80 г. Лазерное устройство было установлено на боковой поверхности внутреннего объема камеры сгорания. Разработкой данной системы зажигания, а также ее изготовлением, занималось ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
В результате исследования авторы пришли к выводу, что:
1. Применение ЛЗС в изделиях РКТ является весьма перспективным направлением.
2. Преимущества ЛСЗ дают возможность увеличить массу полезной нагрузки от 100-150 кг.
3. Из-за малых габаритных размеров ЛСЗ занимает не очень большой объем в камере сгорания
ЖРД.
4. Работы по применению ЛСЗ, как видно из СМИ, активно ведутся в России и других космических державах.
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2016. Том 1
5. Важно, что ЛСЗ можно применять для многоимпульсных ЖРД, т. е. для повторного запуска в космосе.
Библиографические ссылки
1. Liou, Ларри С. Лазерное зажигание в жидкостных ракетных двигателях // 30m AIAA/SAE/ASME/ASEE : Объединенная конференция о двигательных установках. 1994. 27-29 июня. Inianapolis, IN, AIAA Paper No. 94-2980.
2. Razafimandimby T., De Rosa, M., Schmidt, V., Sender, J., and Oschwald, M. Лазерное зажигание в условия вакуума // Proceedings of the European Combustion Meeting. 2005. P. 6.
3. Hasegawa K., Kusaka K., Kumakawa A., Sato M., Tadano, M. Особнности лазерного воспламенения топлива GOX/GH2 и GOX/GCH4 // Совместная Конференция о двигательных установка. 2003. aIAA 2003-4906.
4. Патент RU 2533262. Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя.
© Скрябин В. В., Власенко А. В., 2016
