ES2342520A1 - Dispositivo propulsor de actuadores micrometricos de propulsante solido. - Google Patents
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Abstract
Dispositivo propulsor de actuadores micrométricos de propulsante sólido, sustancialmente iguales en geometría, dispuestos lado a lado, siguiendo una ordenación preferentemente en cuadrícula, y donde cada actuador micrométrico tiene una cámara submilimétrica de combustión, rodeada de micro-canales y éstos a su vez rodeados de cuatro barreras térmicas, que establecen un intercambio de calor hacia la pared que dirige el aumento de temperatura en la superficie gas-sólido del interior de la cámara submilimétrica, que conforma la camisa de calentamiento, y por los que circulan los gases producto de la combustión del propulsante sólido almacenado en la cámara submilimétrica. Dicha cámara submilimétrica posee disposición invertida, de tal forma que la salida de los gases producto se encuentra localizada distante de la entrada de la micro-tobera, aumentando así el tiempo requerido para la expulsión de los gases.
Description
Dispositivo propulsor de actuadores
micrométricos de propulsante sólido.
El objeto de la presente invención es un
dispositivo y procedimiento para mejorar la densidad de empaquetado
en matrices de actuadores micrométricos de propulsante sólido.
Permite incrementar el nivel de empuje, impulso específico,
eficiencia de la combustión, eficiencia térmica y tiempo de
combustión de motores cohete miniaturizados basados en la combustión
de un propulsante sólido.
A su vez, la invención permite la integración
del actuador en un menor volumen de
material-sustrato mecanizable mediante técnicas de
fabricación de MEMS, obteniéndose una mayor densidad de
micro-motores por unidad de
superficie-sustrato para conseguir unas actuaciones
establecidas a priori.
Los primeros trabajos de investigación de Lloyd
y Weinberger ("A Burner for Mixtures of Very Low Heat
Content", Proc. Roy. Soc., Londres A 260,
p.97-115,1974; "Limits to Energy Release and
Utilization from Chemical Fuels", Nature 251, p.
47-49,1975) ya identifican que los límites físicos
al apagado de una llama pueden ser ampliados explotando el mecanismo
de recirculación de la energía térmica de los productos de la
combustión, usada en precalentar los reactivos entrantes en la
cámara de combustión y con ello aumentar su entalpía. Dichos
dispositivos se conocen como combustores de "exceso de
entalpía" (excess enthalpy burners). Mantener un proceso
de combustión sostenida y estable en cámaras miniaturizadas (de
tamaño característico de apenas unos cientos de micras, típica de
los dispositivos electromecánicos miniaturizados ó MEMS), resulta un
tema complejo. La dificultad y diferencia de cómo sucede dicha
combustión en la micro-escala respecto de los
sistemas grandes deriva del alto valor de la relación
superficie/volumen existente en los MEMS, cuya lectura física es
provocar grandes pérdidas de calor al exterior
(Fernández-Pello, A.C.: "Micropower Generation
Using Combustion: Issues and Approaches", Proc. Combustion
Institute, 29, p. 883, 2002).
Conforme un combustor se escala hacia tamaños
más pequeños, se produce un crecimiento de las pérdidas de energía a
través de las paredes. El resultado es un incremento del tiempo
químico de las reacciones, que hace más crítico el sostenimiento de
la llama de combustión. La implementación de recirculación de gases
calientes para calentar las paredes de la cámara y así disminuir las
pérdidas y mantener la llama estable, está reportada en la
literatura mediante experimentos de tubos esbeltos y pequeños en los
que se inyectan los reactivos en fase gas, de los cuales se obtiene
una combustión estabilizada (Cooley B., Walther, D.,
Fernández-Pello, A.C.: "Exploring the Limits of
Microscale Combustion" Combustion Institute, Irvine, CA,
1999). A su vez, su aplicación en ciertos
micro-sistemas de generación de potencia
(power-MEMS) se encuentra en desarrollo, como es el caso del
micro-motor Wankel de la UC Berkeley - USA (Fu K.,
et al.: "Design and Experimental Results of
Small-scale Rotary Engines", Proc. of the
Int, Mech. Engineering Conf. and Exposition (IMECE), ASME, New York,
2001).
Se ha comprobado en experimentos con
propulsantes sólidos que por debajo de cierto rango de escala
geométrica, la combustión en cámaras de diseño convencional es
inviable por efecto de las pérdidas masivas de calor (la pared en la
región de la combustión se convierte en un sumidero de entalpía),
pudiéndose hablar de un tamaño crítico por debajo de la cual no es
posible mantener la combustión y la llama se extingue. Únicamente
con composiciones químicas de explosivos se puede ir a tamaños de
micro-cámara por debajo del mm^{2} de sección
transversal, pero éstos presentan actuaciones poco estables y poco
controlables, lo que los hace menos interesantes en
micro-propulsión.
El desarrollo de matrices de actuadores MEMS de
propulsante sólido con densidad de empaquetado suficientemente alta
para su uso en aplicaciones aeroespaciales, pasa por conseguir que
el proceso de combustión sea auto-sostenido y
estable, que requiere soluciones específicas de diseño. Una
restricción a encontrar soluciones específicas de diseño tiene su
origen en las propias técnicas de fabricación de MEMS (litografía),
que condicionan los materiales susceptibles de ser empleados, así
como las formas geometrías tridimensionales obtenibles compatibles
con la micro-fabricación. Los estudios publicados en
micro-motores cohete de propulsante sólido abordan
fundamentalmente cuatro aspectos:
- 1)
- Identificación y caracterización de propulsantes sólidos adecuados para su combustión en la escala micrométrica. Se pone de relieve la dificultad de sostener la combustión resultado de las pérdidas masivas de calor desde la micro-cámara hacia el material sustrato. Lewis et al. ("Digital Micropropulsion", Sensors and Actuators A, 80, p. 143-54, 2000) consiguen disparos de duración muy breve (aproximadamente 1 milisegundo) usando un propulsante energético en cámaras cilíndricas convencionales en una matriz pequeña de 3x5 elementos. DiBiaso et al. ("Solid-phase Conductive Fuels for Chemical Microactuators", Sensors and Actuators A, 111, p.260-66, 2004) analizan los efectos de diferentes composiciones químicas de propulsantes sólidos de posible aplicación en combustores MEMS sobre la velocidad de recesión y tiempo de combustión. Ali et al. ("Novel High Nitrogen Propellant Use in Solid Fuel Micropropulsion", Journal of Propulsión and Power, Vol.20, p.120-6, 2004) aportan datos de caracterización de dos composiciones químicas de posible aplicación en micro-propulsión.
- 2)
- Demostración de la tecnología de empaquetar actuadores MEMS basados en propulsante sólido. Los trabajos experimentales identifican metodologías de fabricación, así como estiman las actuaciones de actuadores individuales o dispuestos en grupos reducidos (10x10). En estos trabajos no está resuelto el diseño de actuadores que proporcionen densidades de empaquetado operativas para misiones y aplicaciones de interés. A su vez, debido a que la combustión es incompleta, sólo una pequeña parte del propulsante es aprovechado para generar empuje (Mirels et al.: "Effect of Wall on Impulse of Solid Propellant Driven Milimiter-Scale Thrusters", AIAA J., Vol.37, Nº12, p. 1617-24,1999). Los diseños reportados de actuador muestran tiempos muy cortos de combustión (en el orden de varios milisegundos) conseguidos con formulaciones de propulsante sólido muy energético (composición química de explosivos, en vez de propulsantes como los usados en grandes motores cohete de propulsante sólido). La caracterización de las propiedades y ley de velocidad de recesión del propulsante en la escala submilimétrica constituye un aspecto clave en el que se hace hincapié en los estudios.
- 3)
- Investigación de la ignición del propulsante sólido mediante el aporte inicial de energía. La caracterización de micro-iniciadores basados en el calentamiento del propulsante por efecto Joule se encuentra en desarrollo (Zhang et al., "Investigation on the Ignition of a MEMS Solid Propellant Microthruster Before Propellant Combustion", J. Micromech. Microeng., 17, p.322-32, 2007). El diseño basado en poner un calentador en contacto con un posible propulsante secundario más energético, facilita y hace más fiable la ignición (Briand et al. "Reliability of Freestanding Polysilicon Microheaters to be Used as Igniters in Solid Propellant Microthrusters", Sensors and Actuators A, 135, p.329-36, 2007).
- 4)
- Estudios paramétricos mediante simulación numérica. La complejidad de la física de los procesos y partes constitutivas del dispositivo a nivel sistema obliga a aplicar técnicas computacionales avanzadas (Rudnyi et al. "Solid Propellant Microthruster: Theory of Operation and Modelling Strategy", AIAA paper 2002-5755, NanoTech 2002), que exigen a su vez ser validadas (Zhang et al. "Performance Prediction of a Novel Solid-Propellant Microthruster", J. of Propulsión and Power, Vol.22, Nº1, p.56-63, 2005).
De la revisión de la literatura, no se tiene
noticia de un estudio centrado en conseguir mejorar el proceso de
combustión en escala submilimétrica de un
micro-motor de propulsante sólido mediante la
gestión térmica con micro-canales como la aquí
propuesta. Únicamente se tiene constancia de la fabricación y ensayo
de un prototipo de micro-motor cohete de
bipropulsante líquido (oxígeno y metanol) con
micro-canales cerca de la pared de la cámara de
combustión para su refrigeración usando el propulsante líquido, de
forma análoga a cómo operan los grandes motores cohete (London A.P.
et al.: "Microfabrication of a High Pressure
Bipropellant Rocket Engine", Sensors and Actuators A, 92,
p.351-7, 2001).
Precisamente el estudio cuantitativo del balance
de calor que se establece entre la micro-cámara y
camisa de calentamiento en configuraciones de interés de
micro-motores cohete de propulsante sólido, sus
particularidades y su potencial aplicación es lo que ha motivado el
dispositivo y procedimiento que aquí se presenta. Algunos
dispositivos actuales en estudio y desarrollo consiguen disminuir
las pérdidas de calor mediante el empleo de un
material-sustrato de baja conductividad térmica
(cristal cerámico) o mediante barreras térmicas
micro-fabricadas en sustrato de baja o alta
conductividad térmica (cristal cerámico o silicio, respectivamente)
para obstaculizar la transmisión del calor por conducción hacia
regiones más externas del dispositivo. A pesar de que el empleo de
dichas estrategias ha sido cuantificada en términos de una mejora en
las actuaciones del micro-motor respecto de las
conseguibles sin su implementación, las pérdidas de calor a través
de la pared de la micro-cámara durante los primeros
milisegundos de la combustión son elevadas y de gran trascendencia
para el sostenimiento de las reacciones químicas en su interior,
limitando con ello la miniaturización del dispositivo y el uso de
propulsantes a la familia de propulsantes muy energéticos (con
composiciones químicas próximas a las de explosivos y liberación de
la energía en tiempos del orden del milisegundo).
Los tipos de micro-motor cohete
de propulsante sólido hasta la fecha investigados o en desarrollo
son:
- -
- Teasdale et al. ("Microrockets for Smart Dust", Smart Materials and Structures, Nº10, p.1145-55, 2001) describen un diseño de un micro-motor cohete aislado de propulsante sólido (HTPB/AP) que cuenta con una cámara cerámica de dimensión superior a 1 mm y tobera de silicio, para producir empuje y generar energía eléctrica del aprovechamiento de una parte de las pérdidas de calor de la combustión; dichos autores no abordan el desarrollo de matrices de actuadores. Dicho propulsante proporciona un tiempo de combustión superior al segundo (combustión lenta).
- -
- Zhang et al. ("A MEMS-based Solid Propellant Micro-thruster with Au/Ti Igniter" Sensors and Actuators A, 122, p.113-23, 2005; "Development of a Low-temperature Co-fired Ceramic Solid Propellant Microthruster", J. Micromech. Microeng., 15, p.944-52, 2005) diseñan y ensayan un micro-motor cohete fabricado en sustrato cerámico, de posible aplicación en micro-satélites.
La micro-cámara presenta una
geometría convencional excavada en el sustrato y proporciona un
tiempo de combustión menor de un milisegundo (combustión muy
rápida). Rossi et al. ("Matrix of 10x10 Addressed Solid
Propellant Microthrusters: Review of the Technologies",
Sensors and Actuators A, 126, p.241-52, 2006),
diseñan, fabrican y ensayan matrices de 10x10
micro-motores cohete de propulsante GAP con
micro-cámaras de 1.5 mm de diámetro o lado
micro-mecanizadas en sustratos de silicio y Foturan
(cristal cerámico). Sus tests demuestran que el Foturan es capaz de
mejorar las actuaciones, permitiendo que el propulsante GAP complete
su combustión a velocidad uniforme. Los ensayos realizados
identifican que la combustión no se auto-sostiene en
cámaras de sección transversal inferior a 1 mm^{2}.
Muy recientemente, Chaalane et al.
("The Formulation and Testing of New Solid Propellant Mixture
for a New MEMS-based microthruster", Sensors
and Actuators A, 138, p. 161-66, 2007) han ensayado
un diseño de micro-motor con propulsante sólido de
clase GAP en una cámara de combustión de 1.5 mm de diámetro
aproximadamente. Dicha composición química ha permitido ralentizar
la combustión y conseguir tiempos de combustión por encima del
segundo, con una mejora de las actuaciones. Sin embargo identifican
que no es posible sostener la combustión en cámaras de sección
transversal por debajo de 1 mm^{2}, aproximadamente.
Con respecto a las patentes relacionadas con la
invención vale la pena señalar el documento US 6193501 B1, que
aborda la combustión catalítica de bipropulsante, oxidante y
reductor líquido, en la escala submilimétrica. También la patente WO
02/01078 A1 describe una arquitectura de matriz de
micro-impulsores pirotécnicos microfabricables y la
forma de actuación sobre ellos.
En la presente invención se describe un
dispositivo para mejorar la densidad de empaquetado en matrices de
actuadores micrométricos de propulsante sólido, como resultado de
conseguir un proceso de combustión autosostenida en
micro-cámaras más pequeñas que los actualmente
realizados en diseños convencionales para aplicaciones
aeroespaciales.
La miniaturización a la escala submilimétrica
permite disponer de niveles de empuje más pequeños en cada actuador
y facilita la modulación de la energía comunicada al vehículo en los
disparos; por tanto introduce una mejora en la capacidad de
actuación sobre el control del vehículo.
Además, la miniaturización a las escala
submilimétrica potencia el uso de los dispositivos de
micropropulsión en misiones basadas en pico y
nano-satélites.
También la miniaturización potencia la
integración de los de dispositivos redundantes en misiones
espaciales, aplicaciones militares e industriales. A su vez, la
disposición invertida del micro-motor, es decir, con
la salida de la micro-cámara de combustión opuesta a
la sección de entrada a la tobera, favorece que el tiempo de
residencia sea mayor, con lo que la eficiencia del proceso de
combustión aumenta. El resultado es un mejor aprovechamiento de la
energía química del propulsante durante la operación del
dispositivo, con lo que aumenta la eficiencia e impulso específico
del micro-motor.
La presente invención consiste en un dispositivo
y procedimiento para mejorar la densidad de empaquetado en matrices
de actuadores micrométricos de propulsante sólido, donde la matriz
de actuadores se refiere a una configuración de múltiples actuadores
sensiblemente iguales, fabricados en paralelo. Cada actuador es un
motor cohete de propulsante de escala micrométrica
(micro-motor cohete) fabricado con técnicas de
micromecanizado. El micro-motor cohete puede ser
accionado independientemente o al unísono con otros de la matriz con
el fin de conseguir el nivel de empuje deseado.
El aumento de la densidad de empaquetado, es
decir, el número de micro-motores por unidad de
superficie de la matriz, se consigue mediante una mejora en el grado
de miniaturización, el cual se consigue gracias al diseño de una
micro-cámara de combustión rodeada de
micro-canales de calentamiento, que son los
responsables de la gestión térmica del dispositivo durante el
transitorio de disparo de cada micro-motor cohete.
El efecto de la gestión térmica en las pérdidas de calor proveniente
de la combustión y temperatura dentro de la cámara de combustión
permite extender la combustión auto-sostenida a
escalas geométricas más pequeñas, permitiendo así una mayor
miniaturización y, por consiguiente, mayor empaquetado de
micro-motores.
El procedimiento de la invención es de
aplicación en aquellos mecanismos que requieran un proceso de
combustión auto sostenida de propulsante en cámaras
submilimétricas.
La combustión del propulsante sólido tiene lugar
en una cámara submilimétrica tras su ignición. La ignición es
seguida por la rotura de un diafragma o membrana que permite a los
gases producto de las reacciones químicas fluir a través de una red
de micro-canales mecanizados a través del
material-sustrato entorno a la cámara
submilimétrica. Dichos micro-canales son
responsables de la gestión térmica del dispositivo, estableciendo un
intercambio de calor hacia la pared que dirige el aumento de la
temperatura en la superficie gas-sólido del interior
de la cámara submilimétrica. Una de las características principales
de la invención consiste en la disposición invertida de la cámara
submilimétrica, de forma que la salida de los gases se encuentra
localizada distante de la entrada a la micro-tobera.
De este modo se aumenta el tiempo requerido para el expulsión de los
gases producto recorriendo un camino sensiblemente más largo que en
otros sistemas.
Este dispositivo tiene aplicación
fundamentalmente al campo espacial, como micropropulsor para control
preciso y mantenimiento orbital de vehículos espaciales durante la
misión espacial. También es de aplicación en el campo militar, como
dispositivo de control de actitud de la munición, proyectiles y
misiles en general, así como para el control de pequeños vehículos
no-tripulados; y en el terreno de la
micro-robótica, como impulsores y generadores de gas
de actuación sobre estructuras y mecanismos.
Para completar la descripción que se está
realizando y con objeto de ayudar a una mejor comprensión de las
características del invento, de acuerdo con un ejemplo preferente de
la realización práctica del mismo, se acompaña como parte integrante
de dicha descripción, un juego de dibujos en donde con carácter
ilustrativo y no limitativo, se ha representado lo siguiente:
La Figura 1.- muestra una vista esquemática
seccionada de una matriz de nueve micro-motores
cohete, donde se muestra el apilado de las sucesivas capas de
silicio y cristal cerámico que conforman los tres bloques, así como
el propulsante principal (100) y una sustancia sólida (130) que
facilita la ignición por calentamiento.
La Figura 2.- es una vista meridional de la
matriz, donde se representan tres micro-motores
cohete lado a lado.
La Figura 3.- es una vista transversal de la
matriz, corte dado por el bloque de combustión, donde cada cámara de
combustión circular rellena de propulsante está rodeada por los
micro-canales (90) de la camisa de calentamiento, y
éstos a su vez están rodeados de cuatro barreras térmicas (80) en
disposición cuadrangular, pudiendo adoptar otras geometrías y número
de las mismas.
La Figura 4.- muestra otra realización
preferente de bloque de expansión conforme a una variante de las
figuras 1 y 2, donde la capa de material que actúa de membrana (30)
se halla en la parte superior, sobre la sección de salida de la
placa (20) con orificios divergentes (10).
La Figura 5.- muestra otra realización
preferente del bloque ignitor conforme a una variante de las figuras
1 y 2, en particular, representa un sistema ignitor por láser
dirigido mediante un cable de fibra óptica (150) hacia una sustancia
iniciadora (130), la cual está adherida sobre una placa de silicio
(160).
El dispositivo consiste en una matriz de
actuadores submilimétricos, o micrométricos, de propulsante sólido,
sensiblemente iguales en geometría y condiciones de trabajo,
dispuestos lado a lado siguiendo una ordenación típicamente en
cuadrícula, pudiendo ser de otro tipo como circunferencias u otro
patrón geométrico de interés realizado sobre el
material-sustrato que conforma la estructura del
dispositivo. Cada actuador es un motor cohete de propulsante sólido
de escala submilimétrica (micro-motor cohete)
fabricado mediante técnicas de micromecanizado.
La vista de la Fig. 1 muestra una matriz de 9
actuadores submilimétricos de propulsante sólido construida mediante
apilado de placas de silicio o/y cristal cerámico y en la cual se
distinguen tres bloques de ensamblado, a saber: bloque de expansión
superior (placas 20, 30, 40 y 50 en Fig. 2), bloque de combustión
intermedio (placa 70 y propulsante (100)) y bloque de ignición
inferior (placas 110 y 140, resistencia (150) e iniciador (130)),
cada uno de ellos constituido por una o más capas de material
micro-mecanizable y unidas entre sí.
El diseño de cada micro-motor de
la matriz introduce dos aspectos básicos y diferenciadores: por una
parte, dispone de una cámara submilimétrica ó
micro-cámara (120) de combustión rodeada de
micro-canales (90) que conforman una "camisa de
calentamiento", y estos micro-canales (90)
rodeados a su vez de cuatro barreras térmicas (80) en disposición
cuadrangular; también pueden emplearse otros números y disposiciones
de barreras térmicas. Por los micro-canales (90)
circulan los gases producto de la combustión del propulsante (100)
sólido almacenado en la cámara submilimétrica (120); y por otra
parte, la disposición "invertida" de la cámara submilimétrica
(120), de tal forma que la salida de los gases producto se encuentra
localizada distante de la entrada de a la
micro-tobera (10, 60).
Este diseño geométrico aprovecha el intercambio
de entalpía de los gases producto de la combustión fluyendo a través
de la camisa de calentamiento, eliminando así una parte de las
pérdidas del calor que tienen lugar a través de las paredes de la
cámara submilimétrica (120). Además, el tiempo requerido para la
expulsión de los gases producto aumenta respecto de diseños
convencionales de micro-cámaras por el hecho de
tener éstos que recorrer un camino sensiblemente más largo.
En el bloque de expansión la placa de la sección
de garganta (30) de la micro-tobera (10, 60)
representa una membrana, inicialmente continua, que se fragmenta en
la zona de la garganta cuando la sobre-presión
alcanza el esfuerzo de rotura durante los primeros milisegundos del
transitorio de ignición. Bajo la micro-tobera (10,
60), la placa de interfaz (50) cuenta con una cavidad mecanizada
para favorecer la uniformización parcial de los gases salientes de
la camisa de calentamiento, antes de su entrada a la tobera.
En otra realización preferente de la invención,
una variante del módulo de expansión se muestra en la Fig. 4 donde
la placa membrana (30) está situada arriba, unida sobre la placa de
orificios divergentes (10) de las micro-toberas (10,
60). Sin embargo, la mayor superficie de membrana, por actuador, de
esta arquitectura hace que se tenga una mayor contribución al
debris (basura espacial) tras la fragmentación de la misma al
comandar el disparo del micro-motor (caso de las
aplicaciones espaciales). Siendo la relación de área de salida/área
de garganta de la tobera comprendida en el rango 5 a 200 (con
valores típicos en el rango 10-100), la diferencia
de contribución al debris de ambas arquitecturas es
clara.
La geometría de la sección transversal del
bloque de combustión se muestra en la Fig. 2, donde son visibles la
cámara submilimétrica (120) de sección circular rellena de
propulsante sólido (100), los micro-canales (90) y
las barreras térmicas (80) mecanizadas sobre el
material-sustrato para dificultar el paso del calor
hacia otros actuadores próximos y evitar así su ignición por
simpatía.
El módulo ignitor visible en la Figs. 1 y 2
recoge una arquitectura basada en aprovechar el efecto Joule
de una resistencia (150) montada sobre una placa base (140) y en
contacto con una sustancia sólida (130) que hace las veces de
iniciador (130). Los gases calientes y presión generada en este
proceso permiten la ignición del propulsante principal (100).
En otra realización preferente de la invención,
una variante a la arquitectura del ignitor se muestra en la Fig. 5,
donde la sección meridional presenta un ignitor basado en láser. El
haz láser es guiado por un cable de fibra óptica (150) terminado en
una micro-lente (180), el cual se halla empotrado en
una placa base (140) con una cavidad (170) que proporciona sitio al
cable de fibra óptica. El detalle geométrico de la punta del cable
admite variantes, si bien es importante el hecho que el silicio es
transparente a longitudes de onda por encima de cierto umbral
(infrarrojo), de manera que el haz dirigido hacia el iniciador (130)
es capaz de atravesar la placa soporte (160) de silicio y alcanzar
el material del iniciador (130) pegado a ella y calentarlo una vez
comandado el actuador.
Claims (8)
1. Un dispositivo propulsor que comprende una
pluralidad de actuadores micrométricos de propulsante sólido, sobre
el material-sustrato que conforma la estructura del
dispositivo, construido mediante apilado de placas de silicio y/o
cristal cerámico, en el que se distinguen tres bloques, bloque de
expansión (20, 30, 40, 50), bloque de combustión (70, 100) y bloque
de ignición (110, 140, 150, 130), cada uno de ellos constituido por
una o más capas de material micro-mecanizable y
unidos entre sí caracterizado porque cada actuador
micrométrico comprende en el bloque de combustión una cámara
submilimétrica (120) de combustión, rodeada de
micro-canales (90), y éstos a su vez están rodeados
de una pluralidad de barreras térmicas (80)
micro-fabricadas en
material-sustrato.
2. El dispositivo de la reivindicación 1,
caracterizado porque los actuadores micrométricos de
propulsante sólido son sustancialmente iguales en geometría,
dispuestos lado a lado, siguiendo una ordenación preferentemente en
cuadrícula.
3. El dispositivo de las reivindicaciones
anteriores, caracterizado porque la cámara submilimétrica
(120) posee disposición invertida, de forma que la salida de los
gases producto de la combustión se encuentra localizada distante de
la entrada de la micro-tobera (10, 60).
4. El dispositivo de las reivindicaciones
anteriores, caracterizado porque el bloque de expansión (20,
30, 40, 50) comprende una placa de interfaz (50) bajo la
micro-tobera (10-60), que cuenta con
una cavidad mecanizada.
5. Mecanismo de actuación de un dispositivo
propulsor según lo descrito en reivindicaciones anteriores
caracterizado porque, debido a la configuración de los
micro-canales (90), se establece un intercambio de
calor hacia una pared que dirige el aumento de temperatura en la
superficie gas-sólido del interior de la cámara
submilimétrica (120), que conforma una camisa de calentamiento, y
por los que circulan los gases producto de la combustión del
propulsante sólido (100) almacenado en la cámara submilimétrica
(120).
6. Mecanismo de actuación de un dispositivo
propulsor según reivindicación 5, caracterizado porque al
estar la salida de los gases localizada distante de la entrada de la
micro-tobera (10, 60), se aprovecha el intercambio
de entalpía de los gases producto de la combustión fluyendo a través
de la camisa de calentamiento, eliminando una parte de las pérdidas
de calor que tienen lugar a través de las paredes de la cámara
submilimétrica (120), y aumentando el tiempo requerido para la
expulsión de los gases.
7. Mecanismo de actuación de un dispositivo
propulsor según reivindicación 5, caracterizado porque cuando
la sobre-presión alcanza el esfuerzo de rotura
durante los primeros milisegundos de la ignición, una membrana (30),
inicialmente continua, localizada en la placa de la sección de
garganta de la micro-tobera (10, 60) en el bloque de
expansión (20, 30, 40, 50), se fragmenta en la zona de la
garganta.
8. Mecanismo de actuación de un dispositivo
propulsor según reivindicación 5, caracterizado porque se
favorece la uniformización parcial de los gases salientes de la
camisa de calentamiento antes de su entrada a la
micro-tobera (10-60), gracias a la
placa de interfaz (50) bajo la micro-tobera
(10-60).
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