Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги (варианты)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит трубку подачи топлива 1, инжектор 2 в днище камеры разложения 3, сопло 4. В камере разложения топлива 3 размещен каталитический пакет 5, состоящий из брикетов, выполненных из пористого тугоплавкого металлического материала. Между брикетами каталитического пакета 5 размещены чередующиеся непроницаемые отражательные элементы. По первому варианту исполнения двигателя после первого по потоку топлива брикета размещен отражательный элемент в виде установленного по центру камеры диска 6, площадь которого составляет (10-25)% от площади поперечного сечения камеры разложения, а за вторым по потоку топлива брикетом установлен отражательный элемент в виде кольцевой шайбы 7. По второму варианту исполнения двигателя отражательный элемент, установленный после первого по потоку топлива брикета, выполнен в виде треугольникообразной фигуры 8, площадь которой составляет (25-35)% от площади поперечного сечения камеры разложения, причем каждый последующий отражательный элемент в виде треугольникообразной фигуры 8 повернут на 60° относительно предыдущего аналогичного элемента. Изобретение обеспечивает повышение предельной расходонапряженности камеры разложения за счет повышения эффективности работы двигателя при запуске и увеличения удельного импульса тяги двигателя в целом. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования.

Известен однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий инжектор, камеру разложения топлива с размещенным внутри гранулированным катализатором, ограниченным с двух сторон сетками, пружину, поджимающую пакет катализатора, и сопло (Патент Японии JP 2010174649, МПК F02K 9/68, 2010 г.).

Известен однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, принятый за прототип, содержащий инжектор камеру разложения с расположенными в ней каталитическим пакетом, состоящим из брикетов пористого металлического катализатора с переменной пористостью, и сопло (Патент Японии JP 4941663, МПК F02K 9/68, 2009 г.).

Основным недостатком как аналога, так и прототипа, является неэффективная работа каталитического пакета в момент запуска при осевой подаче топлива, т.к. в момент запуска двигателя в камеру разложения поступает повышенный пусковой расход топлива и до выхода давления в камере разложения двигателя на установившийся режим, из-за «захолаживания» входной и центральной части каталитического пакета, может происходить проскок неразложившегося жидкого топлива через центральную приосевую область каталитического пакета по кратчайшему пути в сопло. Следствием этого является снижение удельного импульса тяги двигателя в целом, особенно при импульсных включениях и при снижении стартовой температуры камеры разложения.

При создании изобретения решалась задача, повышения предельной расходонапряженности камеры разложения за счет повышения эффективности работы двигателя при запуске и, соответственно, увеличения удельного импульса тяги двигателя в целом.

Поставленная задача решена за счет того, что в известном однокомпонентном жидкостном ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру разложения топлива с расположенными в ней по оси инжектором и каталитическим пакетом, состоящим из брикетов пористого катализатора, и сопло, согласно изобретению, каталитический пакет содержит не менее трех брикетов, а между брикетами пористого катализатора установлены чередующиеся непроницаемые отражательные элементы, причем отражательный элемент, установленный после первого по потоку впрыскиваемого топлива брикета катализатора, размещен в центральной части и выполнен в виде диска, площадь которого составляет (10 - 25) % от площади поперечного сечения камеры разложения, а следующий по потоку отражательный элемент выполнен в виде кольцевой шайбы.

Также поставленная задача может быть решена за счет того, что в известном однокомпонентном жидкостном ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру разложения топлива с расположенными в ней по оси инжектором и каталитическим пакетом, состоящим из брикетов пористого катализатора, и сопло, согласно изобретению, каталитический пакет содержит не менее пяти брикетов, а между брикетами пористого катализатора установлены чередующиеся непроницаемые отражательные элементы, причем отражательный элемент, установленный после первого по потоку впрыскиваемого топлива брикета катализатора, выполнен в виде треугольникообразной фигуры, площадь которой составляет (25-35) % от площади поперечного сечения камеры разложения, следующий по потоку отражательный элемент выполнен в виде кольцевой шайбы, а каждый последующий отражательный элемент в виде треугольникообразной фигуры повернут на 60° относительно предыдущего аналогичного элемента.

Установка непроницаемых отражательных элементов между брикетами катализатора позволяет увеличить длину пути движения топлива по каталитическому пакету в радиальном и азимутальном направлениях. Это обеспечивает более полноценное разложение поступающего топлива в камеру и, соответственно, увеличивает расходонапряженность камеры разложения за счет повышения эффективности разложения топлива.

В радиальном направлении это достигается за счет того, что первый по потоку непроницаемый отражательный элемент в виде диска или треугольникообразной фигуры отклоняет поток топлива и продуктов его разложения на периферию, а следующий по потоку отражательный элемент в виде кольцевой шайбы перенаправляет поток к центру камеры.

Во втором варианте исполнения двигателя увеличение пути прохождения топлива и продуктов его разложения дополнительно достигается за счет поворота последующего отражательного элемента в виде треугольникообразной фигуры на 60° относительно предыдущего, т.е. кроме радиального обеспечивается отклонение потока и в азимутальном направлении.

Выполнение отражательных элементов из тугоплавкого металлического материала с каталитическими свойствами позволяет повысить эффективность разложения топлива за счет дополнительного увеличения площади каталитической поверхности каталитического пакета.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя (первый вариант); на фиг.2 - сечение А-А в месте установки отражательного элемента в виде диска; на фиг.3 - сечение Б-Б в месте установки отражательного элемента в виде кольцевой шайбы; на фиг.4 - общий вид второго варианта конструкции двигателя; на фиг.5 - взаимное расположение треугольникообразных отражательных элементов.

Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит трубку подачи топлива 1, инжектор 2 в днище камеры разложения 3, сопло 4. В камере разложения топлива 3 размещен каталитический пакет 5, состоящий из брикетов пористого тугоплавкого металлического материала, например, из молибден-рениевого сплава. Между брикетами каталитического пакета 5 размещены чередующиеся непроницаемые отражательные элементы, выполненные из тугоплавкого металлического материала, например, из молибден-рениевого сплава.

По первому варианту исполнения двигателя каталитический пакет 5 может содержать три и более брикетов катализатора, после первого по потоку топлива брикета размещен отражательный элемент в виде установленного по центру камеры диска 6, площадь которого составляет (10-25) % от площади поперечного сечения камеры разложения, а за вторым по потоку топлива брикетом установлен отражательный элемент в виде кольцевой шайбы 7 (фиг.1, 2, 3).

По второму варианту исполнения двигателя каталитический пакет 5 может содержать пять и более брикетов катализатора, после первого по потоку топлива брикета размещен отражательный элемент, выполненный в виде треугольникообразной фигуры 8, площадь которой составляет (25-35) % от площади поперечного сечения камеры разложения, причем каждый последующий отражательный элемент в виде треугольникообразной фигуры 8 повернут на 60° относительно предыдущего аналогичного элемента (фиг. 4, 5).

Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги работает следующим образом:

Предварительно камера разложения 3 разогревается электронагревателем (на чертеже не показан), установленным на ее корпусе, до температуры надежного запуска двигателя. В момент запуска, после подачи топлива через инжектор 2, жидкое топливо поступает в первый по потоку брикет катализатора 5, где при контакте с каталитической поверхностью пористого материала брикета топливо начинает разлагаться.

В случае первого варианта исполнения двигателя смесь продуктов разложения и части непрореагировавшего топлива, обходя отражательный элемент в виде диска 6 по периферии камеры, поступает в следующий брикет, где происходит дальнейшее разложение топлива. Установленная за вторым брикетом кольцевая шайба 7 перенаправляет поток продуктов разложения топлива обратно от периферии к центру и после прохождения третьего брикета газообразные продукты разложения топлива истекают из каталитического пакета 3 через сопло 4, создавая реактивную тягу. Перенаправление потока от центра к периферии и обратно в радиальном направлении значительно удлиняет путь прохождения продуктов разложения топлива в объеме камеры, что существенно снижает проскок неразложившегося жидкого топлива при запуске двигателя по сравнению с движением его через центральную приосевую область каталитического пакета 3 по кратчайшему пути в сопло 4.

В случае второго варианта исполнения двигателя путь движения продуктов разложения топлива дополнительно увеличивается за счет того, что повернутые относительно друг друга отражательные элементы в виде треугольникообразной фигуры 8 изменяют направление движения продуктов разложения топлива как в радиальном, так и в азимутальном направлениях, закручивая поток.

Заявляемые варианты жидкостного ракетного двигателя малой тяги в нескольких модификациях успешно прошли циклы наземных экспериментальных отработок и показали повышенную расходонапряженность камеры разложения при высокой эффективности разложения топлива.

1. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру разложения топлива с расположенными в ней по оси инжектором и каталитическим пакетом, состоящим из брикетов пористого катализатора, и сопло, отличающийся тем, что каталитический пакет содержит не менее трех брикетов, а между брикетами пористого катализатора установлены чередующиеся непроницаемые отражательные элементы, причем отражательный элемент, установленный после первого по потоку впрыскиваемого топлива брикета катализатора, размещен в центральной части и выполнен в виде диска, площадь которого составляет (10-25)% от площади поперечного сечения камеры разложения, а следующий по потоку отражательный элемент выполнен в виде кольцевой шайбы.

2. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру разложения топлива с расположенными в ней по оси инжектором и каталитическим пакетом, состоящим из брикетов пористого катализатора, и сопло, отличающийся тем, что каталитический пакет содержит не менее пяти брикетов, а между брикетами пористого катализатора установлены чередующиеся непроницаемые отражательные элементы, причем отражательный элемент, установленный после первого по потоку впрыскиваемого топлива брикета катализатора, выполнен в виде треугольникообразной фигуры, площадь которой составляет (25-35)% от площади поперечного сечения камеры разложения, следующий по потоку отражательный элемент выполнен в виде кольцевой шайбы, а каждый последующий отражательный элемент в виде треугольникообразной фигуры повернут на 60° относительно предыдущего аналогичного элемента.

3. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1 или 2, отличающийся тем, что непроницаемые отражательные элементы выполнены из тугоплавкого металлического материала с каталитическими свойствами.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к космической технике, в частности к однокомпонентным жидкостным ракетным двигателям, входящим в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников.

Изобретение относится к космической технике, а именно к электротермическим микродвигателям. Электротермический микродвигатель содержит наружный и внутренний цилиндрические корпусы, расположенные коаксиально с образованием торовой полости между их стенками, завихритель входного топлива, трубопровод подачи топлива в завихритель, газовод с реактивным соплом, цилиндрический нагревательный элемент и трубчатую термопару, расположенную на входе в реактивное сопло, токовыводы нагревательного элемента и термопары, выведенные через торец внутреннего корпуса посредством герметизирующего термостойкого герметика, при этом на одном конце наружный и внутренний корпусы герметично соединены между собой при помощи фланцев, а на другом конце на боковой поверхности наружного корпуса смонтирован трубопровод подачи топлива в торовую полость, внутри которой выполнен завихритель входного потока топлива в виде винтового канала, в виде двухзаходной резьбы на наружной поверхности внутреннего корпуса, внешней поверхностью контактирующей с внутренней поверхностью наружного корпуса, выход которого соединен с полостью внутреннего корпуса на входе в газовод в виде винтового канала, образованного наружной поверхностью цилиндрического нагревательного элемента, трубчатым корпусом термопары, уложенным по винтовой линии на поверхности нагревательного элемента и контактирующим с внутренней поверхностью внутреннего корпуса, причем реактивное сопло установлено на торце внутреннего корпуса и снабжено внешним фланцем, герметично соединенным с фланцем наружного корпуса, при этом чувствительный элемент термопары расположен вблизи входа в критическое сечение сопла, а с противоположной от сопла стороны длина наружного корпуса превышает длину внутреннего корпуса, на котором выполнен буртик, контактирующий с внутренней поверхностью наружного корпуса, при этом герметизирующий термостойкий герметик расположен в полости выхода токовыводов термопары и нагревательного элемента, образованной свободной внутренней поверхностью наружного корпуса и ограничительной шайбой, надетой на цилиндрический нагревательный элемент.

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления.

Изобретение относится к космической технике, а именно к аммиачным корректирующим двигательным установкам с электротермическими микродвигателями, устанавливаемым на меневрирующих малых космических аппаратах.

Изобретение относится к космической технике, в частности предназначено для спутников малой массы. Цилиндрические корпусы токовыводов нагревательных элементов и термопар игольчатого типа выполнены в виде плоского кронштейна.

Изобретение относится к космической технике, а именно к электротермическим микродвигателям, входящим в состав двигательных установок микротяги, устанавливаемых на малые космические аппараты для решения задач орбитального маневрирования.

Изобретение относится к космической технике, в частности к двигательным установкам спутников малой массы. .

Изобретение относится к двигательным установкам для спутников малой массы. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам создания сверхмалой реактивной тяги электротермическими микродвигателями (МД), используемыми в прецизионных системах управления движением (СУД) малогабаритных космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит трубку подачи топлива 1, инжектор 2 в днище камеры разложения 3, сопло 4. В камере разложения топлива 3 размещен каталитический пакет 5, состоящий из брикетов, выполненных из пористого тугоплавкого металлического материала. Между брикетами каталитического пакета 5 размещены чередующиеся непроницаемые отражательные элементы. По первому варианту исполнения двигателя после первого по потоку топлива брикета размещен отражательный элемент в виде установленного по центру камеры диска 6, площадь которого составляет от площади поперечного сечения камеры разложения, а за вторым по потоку топлива брикетом установлен отражательный элемент в виде кольцевой шайбы 7. По второму варианту исполнения двигателя отражательный элемент, установленный после первого по потоку топлива брикета, выполнен в виде треугольникообразной фигуры 8, площадь которой составляет от площади поперечного сечения камеры разложения, причем каждый последующий отражательный элемент в виде треугольникообразной фигуры 8 повернут на 60° относительно предыдущего аналогичного элемента. Изобретение обеспечивает повышение предельной расходонапряженности камеры разложения за счет повышения эффективности работы двигателя при запуске и увеличения удельного импульса тяги двигателя в целом. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх