ОДНОКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ
LOW-THRUST SINGLE-COMPONENT LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

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 электротермический жидкостный ракетный двигатель, содержащий корпус камеры разложения топлива, состоящий из цилиндрической и конусной частей, инжектор и сопло. Камера разложения топлива состоит из двух теплообменников, первый из которых включает в себя набор платиновых сеток в форме спирально намотанной трубки с образованием внутри цилиндрического канала, второй - пакет платиновых сеток, установленных перед соплом, и расположенной между ними разделительной пластины с дроссельными отверстиями, причем центральная часть разделительной пластины перекрывает цилиндрический канал в первом теплообменнике (Патент Великобритании GB №1534601, МПК F02K 9/02, 1977 г.).
Известному двигателю присущи следующие недостатки: - жидкое топливо из инжектора впрыскивается во входной конец цилиндрического канала, который имеет достаточно большой диаметр по сравнению с внутренним диаметром инжектора, и, соответственно, большой объем. Поэтому до того, как топливо попадет в набор платиновых сеток, необходимо вначале заполнить топливом весь объем цилиндрического канала и только затем входное давление топлива однозначно направит топливо из канала на платиновые сетки в перпендикулярном к оси двигателя направлении. Следствием этого является:
а) повышенная задержка в динамике запуска двигателя и увеличенное время последействия при его выключении;
б) возможные колебания и забросы давления в камере разложения в течение выхода (запуска) двигателя на установившийся режим работы из-за свободного объема после инжектора относительно большой величины в виде цилиндрического канала и, связанного с этим, неустойчивого положения границы (зоны) нагревания жидкого топлива в цилиндрическом канале и во входной части теплообменника, а также неустойчивого положения границ испарения топлива и, в дальнейшем, разложения;
- течение топлива и продуктов разложения из свободно заполняемого цилиндрического объема канала в теплообменник через дросселируемые отверстия в разделительной пластине между теплообменниками и дополнительный теплообменник является потенциальным источником неустойчивой работы двигателя как при включениях двигателя, так и при работе в неблагоприятных эксплуатационных условиях, например, при относительно низких температурах камеры разложения при включениях или на режимах относительно малой тяги.
Известен однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий цилиндрическую камеру разложения топлива с размещенным внутри нее узлом распределения топлива, проницаемый каталитический пакет, сопло и магистраль подачи топлива. Узел распределения топлива состоит из пористого каталитического материала с выполненным по оси узла глухим каналом, причем стенки глухого канала не более чем на 1/3. длины узла распределения топлива от днища камеры выполнены непроницаемыми. По внешней поверхности узла расположен электронагреватель, а торцевая поверхность выполнена непроницаемой. (Патент РФ №2118685, МПК F02K 9/68, 1996 г)
Недостатками известного двигателя в части впрыска топлива, его распределения по камере разложения и собственно разложения, а также обеспечения его устойчивой работы являются:
- подача топлива по осевой трубке в узел распределения топлива осуществляется через проницаемую торцевую стенку глухого канала на конце трубки в основном в осевом направлении и только на втором элементе - непроницаемой торцевой поверхности поток тормозится и заполняет весь объем узла распределения топлива, в том числе в обратном направлении до днища камеры разложения. Без достаточного распыла топлива заполнение жидким рабочим телом относительно большого объема узла распределения топлива при наличии на границе узла распределения топлива сильно нагретой поверхности нагревателя практически однозначно ведет к большим забросам давления в камере после собственно момента инициирования разложения топлива, Этому также способствует застойная зона, образованная днищем камеры и непроницаемой частью на 1/3 длины узла распределения топлива. Как известно, образование застойных и тупиковых зон в каталитических пакетах двигателей всегда приводит к их неустойчивой работе и к ухудшению их характеристик;
- через проницаемую часть боковой поверхности узла распределения топлива и нагреватель рабочее тело поступает в объем пористого каталитического материала, образованного днищем и боковой поверхностью камеры, а также боковой поверхностью и торцевой поверхностью узла распределения топлива. Здесь также заложено конструкцией образование застойной зоны у днища камеры разложения, а также частичное дросселирование потока топлива и продуктов его разложения через относительно узкий диаметральный зазор между цилиндрической боковой поверхностью камеры и торцевой непроницаемой поверхностью узла распределения топлива. Следствием всего этого будет неустойчивая работка двигателей, ухудшение их характеристик;
- большая площадь торцевой непроницаемой поверхности узла распределения топлива относительно поперечного сечения камеры разложения исключает из работы существенную долю каталитического материала, находящегося в теневой зоне за ним, что снижает эффективность каталитического пакета.
Известен двигатель, принятый за прототип, содержащий камеру разложения топлива цилиндрической формы, гранулированный катализатор, инжектор с внутренним каналом, частично заглубленный в камеру разложения топлива, и сопло. На выходном конце инжектора выполнены места впрыска топлива в виде прорезей или отверстий. (Патент US №20120304620, МПК F02K 9/10, 9/00, 2011 г.).
Однако, в известном двигателе при применении гранулированного катализатора в камере разложения существует проблема образования мелких элементов от разрушения гранул в ходе механических воздействий, например, при выведении космического аппарата, а также в процессе включения и функционирования двигателя, особенно при его включениях с относительно низких температур камер разложения. В цилиндрических камерах разложения с постоянным поперечным сечением закупорка каталитического пакета элементами разрушения гранул катализатора вокруг места впрыска топлива будет происходить наиболее быстро, следствием этого будет, при постоянном давлении топлива на входе, возрастание перепада давления на катализаторе и, соответственно, снижение тяги двигателя и его ресурсоспособности;
При создании изобретения решалась задача, повышения предельной расходонапряженности камеры разложения и, соответственно, ресурсоспособности двигателя в целом.
Поставленная задача решена за счет того, что в известном однокомпонентном жидкостном ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру разложения топлива с расположенным в ней по оси инжектором с внутренним каналом, на выходном конце которого выполнены места впрыска, и сопло, согласно изобретению камера разложения выполнена в виде входной сферообразной части, заполненной гранулированным катализатором, и выходной цилиндрической части, длина которой меньше диаметра, а диаметр меньше диаметра входной сферообразной части камеры разложения, с размещенным в ней пористым каталитическим брикетом, при этом длина инжектора составляет около 1/2 диаметра сферообразной части камеры разложения топлива.
Также поставленная задача выполнена за счет того, что на выходном конце инжектора установлена торцевая заглушка, выполненная в виде двух цилиндров разных диаметров, и выполнены сквозные продольные пазы и заглубление, причем цилиндр заглушки с меньшим диаметром входит в заглубление с образованием зазора между его торцевой поверхностью и заглублением.
Выполнение камеры разложения топлива в виде входной сферообразной части и выходной цилиндрической части позволяет:
- повысить расходонапряженность за счет того, что для сферообразной формы входной части камеры, по сравнению с цилиндрической формой, увеличение радиуса сферы ведет к существенному увеличению каталитической поверхности сферы из гранул, контактирующей с топливом;
- уменьшить вероятность закупорки пространства между гранул из-за резкого возрастания площади сферической поверхности с увеличением ее радиуса, что, в итоге, существенно увеличивает ресурсоспособность двигателя;
- улучшить габаритно-массовые характеристики двигателя за счет того, что сферообразная форма каталитического пакета априори имеет меньший объем по сравнению с любой другой объемной фигурой, например, по сравнению с цилиндрической формой.
Расположение выходного конца инжектора в центре входной сферообразной части камеры разложения позволяет при минимальном объеме камеры разложения обеспечить максимально возможную расходонапряженность и, соответственно, тягу, а также ресурсоспособность двигателя вследствие резкого (во второй-третьей степени) возрастания каталитической поверхности слоев гранул с увеличением радиуса от центра распыла топлива.
Выполнение на выходном конце инжекторной трубки сквозных продольных пазов и углубления, в которое вставлена торцевая заглушка с образованием зазора, позволяет обеспечить эффективное дробление и веерное распыление впрыскиваемого топлива за счет перераспределения потока топлива и, как следствие, эффективно разлагать топливо в минимальном объеме каталитического пакета сферообразной формы, обеспечивая высокую расходонапряженность.
Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя; на фиг. 2 - выносной элемент А; на фиг. 3 - сечение Б-Б; на фиг; 4 - разрез инжектора в аксонометрии.
Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит трубку подачи топлива 1, камеру разложения топлива, состоящую из 2-х частей -входной сферообразной формы 2 и выходной цилиндрической формы 3, инжектор 4, являющийся продолжением трубки подачи топлива 1 и расположенный соосно с камерой разложения, и сопло 5. Входная сферообразная часть 2 камеры разложения заполнена гранулированным катализатором 6, в выходной цилиндрической части 3 камеры разложения, диаметр которой меньше диаметра входной сферообразной части камеры разложения, а длина меньше ее диаметра, размещен брикет 7 из каталитического пористого материала, например, из проволоки из молибден-рениевого сплава. Инжектор 4 выполнен в виде трубки с внутренним каналом 8, длина которой составляет около 1/2 внутреннего диаметра входной сферообразной части 2 камеры разложения, т.е. выходной конец инжектора размещен практически в центре входной сферообразной части 2 камеры разложения топлива. На выходном конце инжекторной трубки 4 выполнены не менее 6-и сквозных продольных пазов 9 и заглубление 10, глубина  которого составляет 1/2 от длины  пазов 9. На выходе инжекторной трубки 4 установлена торцевая заглушка 11, выполненная в виде двух цилиндров, при этом цилиндр с меньшим диаметром, длина  которого составляет приблизительно 1/3 от длины  пазов 9, входит в заглубление 10 с образованием зазора, равного разности длин .
Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги работает следующим образом:
Предварительно камера разложения топлива (при возможности и необходимости обеспечения большой ресурсоспособности катализатора) разогревается электронагревателем (на чертеже не показан), установленным на ее корпусе, до температуры надежного запуска двигателя. Жидкое топливо из трубки подачи 1 поступает в инжекторную трубку 4 и далее из внутреннего канала 8 инжекторной трубки двумя потоками - через сквозные продольные пазы 9 и через зазор, образованный торцевой поверхностью заглушки 11 и заглублением 10 в торце инжектора, где соударение этих потоков еще до попадания на катализатор ведет к эффективному дроблению и распылению впрыскиваемого топлива, подается в камеру разложения. В итоге наблюдается веерный впрыск топлива в основном в перпендикулярном инжекторной трубке 4 направлении в относительно широком угле распыла вдоль пазов 9. Так как конец инжекторной трубки 4 находится практически в центре входной сферообразной части 2 камеры разложения, происходит эффективное распыление, испарение и последующее разложение жидкого топлива по всему объему гранулированного катализатора 6 во входной сферообразной части 2 камеры разложения. Смесь продуктов разложения и части непрореагировавшего топлива поступает в выходную цилиндрическую часть 3 камеры разложения, где происходит разложение остатков неразложившегося топлива на каталитическом пористом материале 7, и газообразные продукты разложения истекают через сопло 5, создавая реактивную тягу.
Заявляемый жидкостный ракетный двигатель малой тяги успешно прошел цикл наземных экспериментальных отработок и показал повышенную расходонапряженность камеры разложения при высокой эффективности разложения топлива.