ОДНОКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ (ВАРИАНТЫ)
LOW-THRUST SINGLE-COMPONENT LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE (VERSIONS)

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.