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 малой тяги, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования.
К однокомпонентным жидкостным ракетным двигателям с тягами менее 0,1 Н, учитывая их миниатюрные размеры, предельно малые расходы топлива и, вследствие этого, минимальное тепловыделение от его разложения, невозможно применить стандартные технические решения, обеспечивающие с одной стороны - относительно высокие удельные характеристики, а с другой стороны - высокие прочностные характеристики как трубки подачи топлива, так и камеры разложения в целом.
Известен электротермический газовый тяговый блок, принятый за прототип, содержащий управляющий клапан, прямую трубку подачи топлива, камеру разложения и сопло. На управляющем клапане закреплена концевая пластина, на которой закреплен силовой корпус в виде цилиндра из титана или нержавеющей стали. На уровнях входа в камеру разложения и на выходе из сопла установлены элементы фиксации положения камеры разложения, выполненные в виде диафрагм со спицами, которые поддерживают корпус камеры разложения в пределах силового корпуса, причем спицы диафрагм жестко соединяют трубку подачи топлива и край сопла с силовым корпусом (Патент Великобритании GB №2095336, МПК F02K 9/42, 1981 г.).
Однако известная конструкция не может быть применена в двигателе с тягой менее 0,1 Н вследствие того, что все составные части двигателя имеют относительно малые размеры, например, прямая трубка подвода у двигателя с тягой менее 0,1 Н в поперечном сечении может иметь наружный диаметр не более 1 мм, толщину стенки - не более 0,2 мм, а диаметр критического сопла - порядка 0,2…0,3 мм.
При создании изобретения решалась задача обеспечения механической прочности трубки подачи топлива и камеры разложения в целом, имеющих малые конструктивные размеры, от воздействия механических нагрузок при выведении космического аппарата и из-за температурных воздействий от камеры разложения в процессе включений и
выключений двигателя при одновременном обеспечении высоких удельных характеристик двигателя.
Поставленная задача решена за счет того, что в известном однокомпонентном жидкостном ракетном двигателе малой тяги, содержащим прямую трубку подачи топлива, камеру разложения с соплом, соосно размещенные в силовом корпусе, жестко закрепленном на монтажной плате, согласно изобретению входная часть камеры разложения выполнена в виде втулки, на конце которой перпендикулярно оси двигателя расположены три лепестка, образующих радиальный зазор с внутренней поверхностью силового корпуса, учитывающий их взаимное термическое расширение, а на выходной торцевой поверхности силового корпуса перпендикулярно оси двигателя выполнены три выступа, образующих радиальный зазор с наружной поверхностью камеры разложения в районе сопла, учитывающий их взаимное термическое расширение, силовой корпус выполнен в виде цилиндрической и конической частей, причем цилиндрическая часть охватывает камеру разложения, а расширенный к основанию конец конической части жестко закреплен на монтажной плите.
Выполнение входной части камеры разложения в виде втулки, на конце которой перпендикулярно оси двигателя расположены три лепестка, образующих радиальный зазор с внутренней поверхностью силового корпуса, и выполнение на выходной торцевой поверхности силового корпуса перпендикулярно оси двигателя трех выступов, образующих радиальный зазор с наружной поверхностью камеры разложения в районе сопла, учитывающий их взаимное термическое расширение, при выполнении трубки подачи с предельно малым наружным диаметром и предельно малой толщиной ее стенки, позволяет:
- исключить возможность остаточной деформации прямой трубки подачи топлива от воздействия механических нагрузок за счет максимально возможного ограничения радиального смещения камеры разложения и трубки подачи;
- существенно снизить тепловой поток с камеры разложения на трубку подачи топлива и на силовой корпус за счет минимальной площади возможным мест контактов с камерой разложения, повышая, тем самым, эффективность работы двигателя.
Выполнение силового корпуса в виде конической и цилиндрической частей позволяет повысить жесткость его конструкции и, тем самым, исключить вероятность остаточной деформации трубки подачи топлива и, соответственно, обеспечить механическую прочность камеры и двигателя в целом.
Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги; на фиг. 2 - входная часть камеры разложения в аксонометрии; на фиг. 3 - сечение А-А.
Двигатель содержит камеру разложения топлива 1 с газодинамическим соплом 2, трубку подачи топлива 3 от управляющего клапана 4, закрепленного на монтажной плате 5 с фланцем для подсоединения к космическому аппарату (на чертеже не показан), до входной части камеры разложения 1. Камера разложения 1 с соплом 2 и трубка подачи топлива 3 соосно расположены внутри силового корпуса 6, состоящего из цилиндрической и конической частей, причем цилиндрическая часть охватывает камеру разложения 1, а расширенная к основанию коническая часть жестко закреплена на монтажной плите 5. Силовой корпус 6 выполнен из материала с высокой механической прочностью и относительно высоким тепловым сопротивлением, например, из титанового сплава. Входная торцевая часть камеры разложения 1 выполнена в виде тонкостенной втулки 7, на конце которой перпендикулярно оси двигателя расположены три лепестка 8, образующих радиальный зазор с внутренней цилиндрической поверхностью силового корпуса 6, учитывающий их взаимное термическое расширение. На выходной торцевой поверхности силового корпуса 6 перпендикулярно оси двигателя выполнены три выступа 9, образующих радиальный зазор с наружной цилиндрической поверхностью камеры разложения 1 в районе сопла 2, учитывающий их взаимное термическое расширение. В силовом корпусе 6 для облегчения конструкции и уменьшения теплового потока к втулке 7 с лепестками 8, а также в направлении к монтажной плате 5, выполнены окна 10.
Функционирование двигателя осуществляется следующим образом:
При эксплуатации двигателя лепестки 8 и выступы 9 случайным образом могут касаться или не касаться внутренней поверхности силового корпуса 6 и наружной поверхности камеры разложения 1 в области сопла 2, при этом количество точек касания может быть не более четырех. В процессе выведения космического аппарата, когда на двигатель действуют механические нагрузки, втулка 7 с лепестками 8 и выступы 9 ограничивают до требуемого свободное радиальное смещение камеры разложения 1 и, соответственно, трубки подачи (в пределах упругой деформации), исключая тем самым остаточную деформацию трубки подачи. При включении и выключении двигателя лепестки 8 и выступы 9 обеспечивают в осевом и радиальном направлениях свободные термические расширения камеры разложения 1 и трубки подачи топлива 3 от тепловых воздействий. Таким образом при огневом функционировании тепловой поток с камеры разложения на остальные элементы двигателя снижается до минимума за счет минимальных площадей в местах возможных контактов лепестков 8 и выступов 9 с внутренней поверхностью силового корпуса 6 и наружной поверхностью камеры разложения 1, соответственно.
Заявляемый жидкостной ракетный двигатель малой тяги прошел циклы наземных экспериментальных испытаний и показал, как высокую механическую прочность при воздействии различных механических нагрузок, так и высокую работоспособность, и эффективность функционирования в диапазоне изменения тяги от 0,01 до 0,15 Н
при длительных ресурсных испытаниях как в непрерывных, так и в импульсных режимах работы