Лазерное зажигание в ЖРД Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

3. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. М. : Наука, 1976. 868 с.

Referenses

1. Andreev A. V., Bazarov V. G. Dinamika ga-zogidkostnih forsunok. Moscow, Mashinostroenie, 1991, 240 p.

2. Chegodaev D. E., Mulukin O. P., Koltinin E. V.

Konstruirovanie rabochih organov mashin i oborudo-vaniya iz uprugoporistogo materiala MR. Samara, 1994. 250 p.

3. Abramovich G. N. Pricladnaya gazovaya dinamika. M. : Nauka, 1976. 868 p.

© Будайбекова Я. М., 2013

УДК 621.454.2

ЛАЗЕРНОЕ ЗАЖИГАНИЕ В ЖРД

А. В. Веселов, Н. С. Фуфачев

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: [email protected], [email protected]

Рассматривается перспективная система зажигания с использованием лазера, применимая к несамовоспламеняющимся топливным парам.

Ключевые слова: зажигание, лазер.

LASER IGNITION IN LRE

A. V. Veselov, N. S. Fufachev

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia Е-mail: [email protected], [email protected]

A promising ignition system using a laser, applicable to non-hypergolic fuel vapors is described.

Keywords: ignition, laser.

Важнейшей частью современного жидкостного ракетного двигателя является его система запуска. Развитие работ в области лазерного зажигания применительно к ракетной технике обусловлено рядом преимуществ этого способа.

Лазерная система зажигания включает в себя: камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов, лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки [1]. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем. Узел ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения может быть расположен:

- непосредственно на смесительной головке;

- на боковой поверхности камеры сгорания.

В обоих вариантах установки узла ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения зажигательное устройство может быть снабжено дополнительно по крайней мере одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки.

Рассмотрим работу системы зажигания [2]. В каме-

ру сгорания через смесительную головку с форсунками подается окислитель и горючее. Так как один из компонентов обычно подается с опережением, после подачи второго компонента включается лазерный источник, лазерное излучение которого узлом ввода и фокусировки излучения фокусируется на специальную мишень, где происходит оптический пробой с возникновением плазмы оптической искры. Следующая за этим серия лазерных импульсов при одновременном увеличении расхода второго компонента приводит к появлению в зоне фокусировки соотношения компонентов, благоприятного для воспламенения смеси. Развивающийся затем очаг воспламенения поджигает всю камеру сгорания, а лазер выключается. Поскольку при запуске ракетного двигателя один из компонентов подается с опережением, то для снижения энергопотребления системы зажигания включение лазера целесообразно осуществлять после подачи второго компонента, так как только начиная с этого момента в области фокусировки может появиться смесь компонентов, способная к воспламенению. В переходный момент с начала подачи второго компонента в области фокусировки соотношение компонентов может изменяться. Поэтому для надежности воспламенения подачу поджигающего импульса необходимо осуществлять многократно. Количество импульсов и частота их следования подбираются экспериментально.

Ракетно-космические двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования летательныхаппаратов

Представленная конструкция запального устройства является модификацией штатного электроискрового зажигательного устройства (ЗУ), разработанного КБХА (г. Воронеж). Устройство состоит из корпуса, узлов подачи компонентов топлива, реакционной полости, в которой имеется выход в канал транспортировки факела продуктов горения в камеру сгорания двигателя. Лазерная свеча, соединяемая с корпусом ЗУ, состоит из корпуса свечи, в который герметично вставляется втулка с оптическим волокном. Излучение с торца волокна фокусируется на мишень с образованием вблизи поверхности оптического пробоя. Для повышения давления в канале запального устройства предусмотрена возможность вворачивания на срез ЗУ специальных втулок из молибденового сплава с различными диаметрами проходных сечений. Параметры излучения лазера, работающего в импульсно-периодическом режиме, следующие: энергия единичного импульса Еп < 1 мДж; длительность единичного импульса —110...130 не; частота следования импульсов -20 кГц; длина волны лазерного излучения -1060 нм [3]. В штатном исполнении вывод излучения из лазера осуществляется через гибкий волоконный кабель с коллиматором на выходе. Для ввода излучения в ЗУ через оптическое волокно на штатный коллиматор был смонтирован специальный адаптер, оснащенный стандартным оптическим разъемом. Кварц - кварцевое волокно (диаметр сердцевины -600 мкм), подсоединяемое к этому разъему, транспортировало излучение непосредственно в лазерную свечу. Непосредственно перед экспериментами измерялась средняя мощность излучения на выходе из лазерной свечи, что позволяло, в свою очередь, определять потери излучения по всему тракту, а также энергию единичных импульсов Ег2.

Испытания на данную тему производились на стенде, оснащенном системами подачи газообразных кислорода, водорода, что позволяет проводить испытания ЗУ, а также камер сгорания и двигателей с выхлопом как в атмосферу, так и в вакуум. Барокамера стенда объемом ~200 л через вакуумный затвор сообщается с баллоном-газгольдером объемом 100 м3, который предварительно может откачиваться системой вакуумных насосов до давления ~400 Па.

№ п/п Наименование параметра и обозначение Размерность Величина

1 Суммарный расход компонентов, оЕ г/с <9

2 Соотношение компонентов, Кт - 1,12...2,24

3 Коэффициент избытка окислителя, а - 0,14...0,28

4 Энергия единичного импульса лазерного излучения, Е;2 мДж 0,4.0,75

5 Частота следования импульсов лазерного излучения, f кГц 20

6 Средняя мощность излучения, N Вт 8.15

В таблице представлены параметры экспериментов, проводившихся с указанной выше топливной парой. Средние величины расходов окислителя и горючего Go и Gf определялись в момент выхода ЗУ на стационарный режим, что примерно соответствовало 2-й секунде после начала запуска.

По сравнению с электроискровым методом при лазерном зажигании практически отсутствуют электромагнитные помехи, что особенно актуально для многосопловых двигательных установок многократного включения. Немаловажно и то, что при лазерном зажигании можно осуществлять выбор зоны инициирования горения в широких геометрических пределах без изменения конструкции камеры сгорания или запального устройства. Зажигание с помощью лазера можно производить в более широком диапазоне давлений топливной смеси, чем другими методами. Лазерное зажигание является многоразовым, практически с неограниченным числом включений, что обусловливает его преимущества по сравнению с химическим и пиротехническими способами. Технической задачей, на решение которой направлено изобретение лазерной системы зажигания, является обеспечение надежного многократного воспламенения топлива в камере ЖРД или газогенератора, снижение массогабаритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик ЖРД или газогенератора по сравнению с электроискровыми, упрощение процедуры поджига камеры, а также возможность работы ЖРД или газогенератора как на жидких, так и на газообразных несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Библиографические ссылки

1. Иванов А. В., Ребров С. Г., Пономарев Н. Б., Голиков А. Н., Плетнев Н. В., Гутерман В. Ю., Рачук В. С. и др. Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты). Патент Российской Федерации на изобретение № 2326263 с приоритетом от 14.05.2007 г.

2. Пономарев Н. Б., Иванов А. В., Моталин Г. А., Плетнев Н. В., Гутерман В. Ю. Лазерное зажигание -новый способ для ЖРД. Характеристики и преимущества // Актуальные вопросы планетных экспедиций : материалы науч.-техн. конф. М., 2006.

3. Ребров С. Г., Голубев В. А., Голиков А. Н. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска (патент № 2468240).

References

1. Ivanov A. V., Rebrov S. G., Ponomarev N. B., Golikov A. N., Pletnev N. V., Guterman V. Y., Rachuk V. S. etc. The method of ignition components in the combustion chamber of the rocket engine and device for its implementation (options). Patent of the Russian Federation for the invention. Number 2326263 with priority from 14.05.2007 g.

2. Ponomarev N. B., Ivanov A. V., Motalin G. A., Pletnev N. V., Guterman V. Y. Laser ignition - a new way for LRE. Features and benefits. In the Sun // Currentquestions of planetary expeditions : by materials research conference, Moscow, 3-5 Sept. 2006.

3. Rebrov S. G., Golubev V. A., Golikov A. Camera liquid rocket engine or a gas generator with a laser device ignition of fuel components and method of launching (patent number 2468240).

© BecejioB A. B., Oy^aneB H. C., 2013

УДК 62-251-762.S9:532.5.013.12

ОЦЕНКА ОСЕВОЙ СИЛЫ ПРИ ТЕЧЕНИИ В ТОРЦЕВЫХ ЩЕЛЯХ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ ЖРД

Э. Е. Глушкова, Д. А. Жуйков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected], [email protected]

Проводится анализ расчетной схемы торцевой щели для уточнения характера распределения давления по радиусу щели, который имеет первостепенное значение при вычислении интегральной величины осевой силы и оценки ресурса работы турбонасосного агрегата.

Ключевые слова: турбонасосный агрегат ЖРД, течение несжимаемой жидкости, распределение давления.

EVALUATION OF AXIAL FORCE AT FLOW INTO THE END SLOTS OF LRE TURBO PUMP ASSEMBLIES

E. E. Glushkova, D. A. Zhuikov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected], [email protected]

The article analyzes the end gap design scheme to clarify the nature of the pressure distribution along the radius of the slot which is ofparamount importance in the calculation of the integral value of axial force and resource estimation of the turbo pump assembly.

Keywords: rocket engine turbo pump assembly, incompressible flow, pressure distribution.

При проектировании турбонасосных агрегатов ЖРД необходимо проводить моделирование течения в основной проточной части и течений во вспомогательных трактах, расчет которых играет немаловажную роль [1]. Эта роль определяется тем, что большая часть потерь в турбонасосном агрегате вызвана вязким течением с трением о вращающиеся поверхности вспомогательных гидравлических трактов, а также наличием утечек через полости вращения и щелевые уплотнения.

Существующие методики расчета течения между неподвижной и подвижной поверхностью вращения основываются на эмпирических или полуэмпирических методиках расчета с узкой областью применения, что не позволяет разработать достоверную математическую модель турбонасосного агрегата в целом в широком диапазоне изменения режимных и конструктивных параметров, которая позволит проводить поиск и анализ оптимальной конструкции с высокими энергетическими характеристиками.

Проведя анализ расчетной схемы (рис. 1) торцевой щели и используя как исходные уравнения стационарного движения вязкой несжимаемой жидкости в цилиндрических координатах, сделаем необходимые допущения: течение в торцевой щели осесиммет-

рично, следовательно, производные д/да = 0 ; в осевом направлении (в направлении 2) течения нет, т. е.

дР

V2 = 0; — = 0. Необходимо отметить, что члены

2 д2

с д/д2 равны нулю только в ядре потока (см. рис. 2). В итоге получим систему дифференциальных уравнений течения несжимаемой жидкости в граничных условиях торцевой щели.

'К

диск

Рис. 1. Расчетная схема торцевой щели