RU2705982C1 - Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine - Google Patents

Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2705982C1
RU2705982C1 RU2019108547A RU2019108547A RU2705982C1 RU 2705982 C1 RU2705982 C1 RU 2705982C1 RU 2019108547 A RU2019108547 A RU 2019108547A RU 2019108547 A RU2019108547 A RU 2019108547A RU 2705982 C1 RU2705982 C1 RU 2705982C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
decomposition chamber
nozzle
fuel supply
support
set screws
Prior art date
Application number
RU2019108547A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Михайлович Вертаков
Георгий Иванович Казаков
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел" ФГУП "ОКБ "Факел"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел" ФГУП "ОКБ "Факел" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел" ФГУП "ОКБ "Факел"
Priority to RU2019108547A priority Critical patent/RU2705982C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2705982C1 publication Critical patent/RU2705982C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/68—Decomposition chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to space engineering, particularly, to single-component liquid-propellant rocket engines included in low-thrust propulsion systems of satellites for orbital maneuvering. Single-component low-thrust liquid-propellant engine comprises fuel decomposition chamber 1 with gas-dynamic nozzle 2, fuel supply tube 3 from control valve 4 fixed on circuit board 5 to inlet part of decomposition chamber 1. Decomposition chamber 1 with nozzle 2 and the fuel supply pipe 3 are coaxially located inside power casing 6 rigidly fixed on circuit board 5. Inlet end face of decomposition chamber 1 is permanently connected to support bushing of three-petal shape 7, having tail cylindrical part 8, at that fuel supply pipe 3 is coaxially located inside support sleeve with clearance. Elements of the decomposition chamber fixation elements located at the level of the fuel supply pipe inlet 3 into decomposition chamber 1 and at the level of the outlet part of nozzle 2 are made in the form of two sets of locating screws 10 and 11, three in each group. Heads of adjusting screws 10, 11 enter into threaded joints with power casing 6 and radially directed to engine axis. Ends of adjusting screws 10 pass through guide holes in intermediate ring 12, touching outer surface of tail cylindrical part 8. Intermediate ring 12 with a gap is fixed with mounting screws 10 in a suspended state above cylindrical tail part 8. Ends of adjusting screws 11 thrust against groove 13, made on outer surface of support ring 14. Support ring 14 is arranged on outer cylindrical surface of nozzle 2 in its outlet part. On inner surface of support ring 14 there is collar 15 providing contact of minimum area of support ring 14 with outer surface of nozzle 2 at all stages of engine operation. In power housing 6 there are openings 16, at the places of arrangement of threaded holes for adjusting screws 10 lugs 17 are made.
EFFECT: invention provides mechanical strength of fuel supply pipe and decomposition chamber as a whole with simultaneous maximum reduction of heat flow from decomposition chamber to fuel supply tube and power housing.
6 cl, 4 dwg

Description

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.The invention relates to space technology and can be used to create single-component liquid rocket engines that are part of the satellite thrust propulsion systems for solving orbital maneuvering problems.

Известен двигатель для космического аппарата, работающий на гидразине, содержащий управляющий клапан, трубку подачи топлива, включающую опорную трубку с соосно размещенной в ней капиллярной трубкой, и камеру разложения с соплом. Входной конец трубки подачи закреплен на выходе управляющего клапана, а выходной конец находится во входной части камеры разложения (Патент Великобритании GB №1470664, МПК F02K 9/02, 1973 г.).A known engine for a spacecraft operating on hydrazine, comprising a control valve, a fuel supply pipe including a support tube with a capillary tube coaxially placed therein, and a decomposition chamber with a nozzle. The inlet end of the feed tube is fixed to the outlet of the control valve, and the outlet end is in the inlet of the decomposition chamber (GB Patent GB No. 1470664, IPC F02K 9/02, 1973).

Недостатком известного двигателя является консольное закрепление камеры разложения на трубке подачи топлива относительно управляющего клапана. Для исключения риска разрушения трубки подачи от механических воздействий при выведении космического аппарата возникает необходимость выполнения опорной трубки достаточно прочной, чтобы удерживать относительно большую массу в виде камеры разложения на выходном конце трубки подачи. Однако, увеличение толщины стенки опорной трубки приводит к существенному повышению теплового потока по опорной трубке от камеры разложения к управляющему клапану. В процессе функционирования двигателя, при разложении топлива, происходит выделение значительного количества тепла. После выключения двигателя большая часть тепла от камеры разложения кондуктивно передается на опорную трубку, вследствие «накачки» тепла с опорной трубки на капиллярную трубку возрастают риски обеспечения работоспособности двигателя, особенно в импульсных режимах работы и при относительно малых тягах.A disadvantage of the known engine is the cantilever mounting of the decomposition chamber on the fuel supply pipe relative to the control valve. To eliminate the risk of destruction of the supply tube from mechanical influences when the spacecraft is launched, it becomes necessary to make the support tube strong enough to hold a relatively large mass in the form of a decomposition chamber at the output end of the supply tube. However, an increase in the wall thickness of the support tube leads to a substantial increase in the heat flux along the support tube from the decomposition chamber to the control valve. During the operation of the engine, during the decomposition of fuel, a significant amount of heat is released. After the engine is turned off, most of the heat from the decomposition chamber is conductively transferred to the support tube; as a result of heat “pumping” from the support tube to the capillary tube, the risks of ensuring engine operability increase, especially in pulsed operation modes and with relatively low traction.

Известен однокомпонентный электротермический двигатель малой тяги, содержащий управляющий клапан, удлиненную трубку подачи топлива изогнутой формы, камеру разложения и сопло. Для снижения теплового потока от камеры разложения между торцом камеры разложения и монтажным фланцем размещен жесткий перфорированный цилиндр, который одновременно выполняет роль элемента жесткости для обеспечения устойчивого положения камеры разложения относительно монтажного фланца с отверстиями для крепления двигателя (Патент США US №7665292, МПК F03H 1/00, 2003 г.)A one-component electrothermal thruster is known, comprising a control valve, an elongated curved fuel supply tube, a decomposition chamber, and a nozzle. To reduce the heat flux from the decomposition chamber, a rigid perforated cylinder is placed between the end of the decomposition chamber and the mounting flange, which simultaneously acts as a stiffening element to ensure a stable position of the decomposition chamber relative to the mounting flange with holes for mounting the motor (US Patent US No. 7665292, IPC F03H 1 / 00, 2003)

Известному двигателю присущи следующие недостатки:The known engine has the following disadvantages:

- при включении двигателя происходит выделение значительного количества тепла в камере разложения. После выключения двигателя большая часть тепла от камеры разложения кондуктивно поступает на трубку подачи топлива, жестко закрепленную концами в камере разложения и монтажном фланце. При включении двигателя по трубке подачи поступает относительно холодное (жидкое) топливо. В итоге, при наличии перфорированного цилиндра, жестко закрепленного между камерой разложения и монтажным фланцем, трубка подачи испытывает большие циклические тепловые нагрузки и соответствующие деформации, вследствие чего возрастают риски появления усталостных дефектов в трубке подачи топлива, особенно в импульсных режимах работы;- when the engine is turned on, a significant amount of heat is released in the decomposition chamber. After the engine is turned off, most of the heat from the decomposition chamber is conducted to the fuel supply pipe, which is rigidly fixed by the ends in the decomposition chamber and the mounting flange. When the engine is turned on, relatively cold (liquid) fuel enters the feed pipe. As a result, in the presence of a perforated cylinder rigidly fixed between the decomposition chamber and the mounting flange, the supply tube experiences large cyclic thermal loads and corresponding deformations, as a result of which the risks of fatigue defects in the fuel supply tube increase, especially in pulsed operation modes;

- отвод существенного теплового потока с камеры разложения по перфорированному цилиндру с относительно низким тепловым сопротивлением ведет к неэффективному использованию тепла камеры, выделившегося от разложения топлива, и, соответственно, к ухудшению характеристик двигателя в целом.- removal of a significant heat flux from the decomposition chamber along a perforated cylinder with a relatively low thermal resistance leads to inefficient use of the heat of the chamber released from the decomposition of the fuel, and, accordingly, to the deterioration of the characteristics of the engine as a whole.

Известен электротермический газовый тяговый блок, принятый за прототип, содержащий управляющий клапан, 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.).Known electrothermal gas traction unit, adopted for the prototype, containing a control valve, a fuel supply pipe, a decomposition chamber and a nozzle. An end plate is fixed to the control valve, onto which a power housing is fixed in the form of a cylinder made of titanium or stainless steel. At the levels of entry into the decomposition chamber and at the exit from the nozzle, elements for fixing the position of the decomposition chamber are made, made in the form of diaphragms with spokes that support the decomposition chamber body within the power housing, and the diaphragm spokes rigidly connect the fuel supply tube and the edge of the nozzle to the power housing ( GB Patent GB No. 2095336, IPC F02K 9/42, 1981).

Известному двигателю присущи следующие недостатки:The known engine has the following disadvantages:

- вследствие того, что спицы диафрагм жестко соединяют выходную часть трубки подачи топлива и край сопла с силовым корпусом, из-за циклического температурного воздействия от камеры разложения возникают циклические напряжения в материалах как трубки подачи в осевом направлении, так и в спицах диафрагм при каждом включении и выключении двигателя. Это снижает механическую прочность как трубки подачи, так и диафрагм со спицами, а, в итоге, - механическую прочность двигателя при его функционировании;- due to the fact that the diaphragm spokes rigidly connect the output part of the fuel supply tube and the edge of the nozzle to the power housing, cyclic stresses from the decomposition chamber cause cyclic stresses in the materials of both the feed tube in the axial direction and in the spokes of the diaphragms each time and turning off the engine. This reduces the mechanical strength of both the feed tube and the diaphragms with spokes, and, as a result, the mechanical strength of the engine during its operation;

- отвод существенного теплового потока с камеры разложения на силовой корпус через диафрагмы со спицами ведет к неэффективному использованию тепла камеры, выделившегося от разложения топлива, и, соответственно, к ухудшению характеристик двигателя в целом.- the removal of a significant heat flux from the decomposition chamber to the power housing through the diaphragms with spokes leads to the inefficient use of the heat of the chamber released from the decomposition of the fuel, and, accordingly, to the deterioration of the engine as a whole.

При создании изобретения решалась задача исключения деформации трубки подачи топлива от воздействия механических нагрузок при выведения космического аппарата и из-за температурных воздействий от камеры разложения в процессе включений и выключений двигателя и, соответственно, обеспечения механической прочности трубки подачи топлива и камеры разложения в целом при одновременном максимальном снижении теплового потока с камеры разложения на трубку подачи топлива и силовой корпус.When creating the invention, the problem was solved of eliminating the deformation of the fuel supply pipe from the effects of mechanical loads during the launch of the spacecraft and due to temperature effects from the decomposition chamber during engine on and off and, accordingly, ensuring the mechanical strength of the fuel supply pipe and the decomposition chamber as a whole while maximum reduction of heat flow from the decomposition chamber to the fuel supply tube and power housing.

Поставленная задача решена за счет того, что в известном однокомпонентном жидкостном ракетном двигателе малой тяги, содержащем трубку подачи топлива, камеру разложения с соплом, соосно размещенные в силовом корпусе, жестко закрепленном на монтажной плате, и элементы фиксации положения камеры разложения в силовом корпусе, установленные на уровне входа в камеру разложения и на уровне выхода из сопла, согласно изобретению входная торцевая поверхность камеры разложения неразъемно соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы, имеющей хвостовую цилиндрическую часть, причем на лепестках выполнена посадочная поверхность с минимально возможной площадью контакта с торцевой поверхностью камеры разложения, а трубка подачи топлива расположена с зазором в канале опорной втулки, на конце хвостовой цилиндрической части опорной втулки размещено с зазором промежуточное кольцо с направляющими отверстиями, на наружной поверхности сопла с зазором размещено опорное кольцо с проточкой на его наружной поверхности, а элементы фиксации положения камеры разложения выполнены в виде установочных винтов, головки которых входят в резьбовые соединения с силовым корпусом и радиально направлены к оси двигателя, причем концы установочных винтов, расположенных на уровне входа в камеру разложения, вставлены в направляющие отверстия промежуточного кольца и входят в соприкосновение с минимальной площадью контактов с наружной поверхностью хвостовой цилиндрической части опорной втулки, а концы установочных винтов, расположенных на уровне выхода из сопла, до касания вставлены в проточку опорного кольца с минимальной площадью контактов.The problem is solved due to the fact that in the well-known single-component liquid propellant small thrust rocket engine containing a fuel supply pipe, a decomposition chamber with a nozzle coaxially placed in a power housing rigidly mounted on a circuit board, and elements for fixing the position of the decomposition chamber in the power housing installed according to the invention, the input end surface of the decomposition chamber is inseparably connected to the support sleeve of a three-petal shape, having at the entrance to the decomposition chamber and at the exit level of the nozzle a tail cylindrical part, and on the petals, a landing surface is made with the smallest possible contact area with the end surface of the decomposition chamber, and the fuel supply pipe is located with a gap in the channel of the support sleeve, an intermediate ring with guide holes is placed with a gap on the end of the tail cylindrical part of the support sleeve the outer surface of the nozzle with a gap placed a support ring with a groove on its outer surface, and the elements for fixing the position of the decomposition chamber are made in the form set screws, the heads of which are threaded to the power housing and radially directed to the axis of the engine, the ends of the set screws located at the entrance to the decomposition chamber inserted into the guide holes of the intermediate ring and come into contact with a minimum contact area with the outer surface of the tail the cylindrical part of the support sleeve, and the ends of the set screws located at the level of exit from the nozzle are inserted into the groove of the support ring until touching with a minimum area contacts.

Также поставленная задача решена за счет того, что на уровне входа в камеру разложения и на уровне выхода из сопла установлено не менее чем по 3-и установочных винта.Also, the problem was solved due to the fact that at least 3 set screws were installed at the level of entry into the decomposition chamber and at the level of exit from the nozzle.

Также поставленная задача решена за счет того, что по центру внутренней поверхности опорного кольца выполнен опорный буртик.Also, the problem is solved due to the fact that a support shoulder is made in the center of the inner surface of the support ring.

Также поставленная задача решена за счет того, что силовой корпус, опорная втулка, промежуточное кольцо, опорное кольцо и установочные винты выполнены из материала с высоким тепловым сопротивлением.Also, the problem was solved due to the fact that the power housing, the support sleeve, the intermediate ring, the support ring and the set screws are made of a material with high thermal resistance.

Закрепление на входной торцевой поверхности камеры разложения опорной втулки трехлепестковой формы, имеющей хвостовую цилиндрическую часть, на которую опираются с минимальной площадью контакта установочные винты, позволяет, с одной стороны, исключить радиальное смещение входной части камеры разложения, а, с другой - до минимума уменьшить тепловой поток с камеры разложения на силовой корпус за счет минимальной площади контакта камеры разложения с лепестками опорной втулки и установочных винтов с хвостовой цилиндрической частью опорной втулки, а также за счет зазора между хвостовой цилиндрической частью опорной втулки и промежуточным кольцом.The fastening on the input end surface of the decomposition chamber of a three-leaf support sleeve having a tail cylindrical part on which the set screws are supported with a minimum contact area allows, on the one hand, to eliminate the radial displacement of the input part of the decomposition chamber, and, on the other, to reduce the thermal flow from the decomposition chamber to the power housing due to the minimum contact area of the decomposition chamber with the petals of the support sleeve and set screws with the tail cylindrical part th sleeve, and also due to the gap between the tail cylindrical part of the support sleeve and the intermediate ring.

Размещение на наружной поверхности сопла с зазором опорного кольца с проточкой под установочные винты на его наружной поверхности позволяет обеспечить механическую прочность камеры разложения с соплом и одновременно уменьшить тепловой поток с сопла на установочные винты и далее на силовой корпус.Placing on the outer surface of the nozzle with a clearance of the support ring with a groove for the set screws on its outer surface allows the mechanical strength of the decomposition chamber with the nozzle and at the same time reduce the heat flux from the nozzle to the set screws and further to the power housing.

Выполнение опорного буртика по центру внутренней поверхности опорного кольца позволяет до минимума уменьшить контакт сопла с опорным кольцом и, соответственно, уменьшить тепловой поток с сопла на силовой корпус.The implementation of the support flange in the center of the inner surface of the support ring allows to minimize the contact of the nozzle with the support ring and, accordingly, to reduce the heat flux from the nozzle to the power housing.

Выполнение силового корпуса, опорной втулки, промежуточного кольца, опорного кольца и установочных винтов из материала с высоким тепловым сопротивлением позволяет снизить тепловой поток с камеры разложения и сопла.The implementation of the power housing, the support sleeve, the intermediate ring, the support ring and the set screws of a material with high thermal resistance can reduce heat flow from the decomposition chamber and nozzle.

Таким образом, максимальное сохранение тепла от разложения топлива в камере разложения обеспечивает максимальные характеристики двигателя.Thus, the maximum heat retention from the decomposition of fuel in the decomposition chamber ensures maximum engine performance.

Выполнение элементов фиксации положения камеры разложения в виде установочных винтов позволяет дополнительно производить требуемую юстировку оси сопла и камеры разложения двигателя на этапе его изготовления.The implementation of the elements for fixing the position of the decomposition chamber in the form of set screws allows you to additionally make the required adjustment of the axis of the nozzle and the decomposition chamber of the engine at the stage of its manufacture.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги; на фиг. 2 - сечение А-А; на фиг. 3 - выносной элемент Б; на фиг. 4 - выносной элемент В.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a general view of a single-component liquid propulsion thruster; in FIG. 2 - section aa; in FIG. 3 - remote element B; in FIG. 4 - remote element B.

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, выполненного из материала с высокой механической прочностью и относительно высоким тепловым сопротивлением, например, из титанового сплава, и жестко закрепленного на монтажной плате 5. Входная торцевая поверхность камеры разложения 1 неразъемно, например, посредством сварки, соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы 7, имеющей хвостовую цилиндрическую часть 8, причем на лепестках выполнена посадочная поверхность 9 с минимально возможной площадью контакта с торцевой поверхностью камеры разложения 1, а трубка подачи топлива 3 соосно расположена внутри опорной втулки с зазором. Опорная втулка 7 с хвостовой цилиндрической частью 8 выполнена из материала с высоким тепловым сопротивлением. Элементы фиксации положения камеры разложения, расположенные на уровне входа трубки подачи топлива 3 в камеру разложения 1 и на уровне выходной части сопла 2, выполнены в виде двух групп установочных винтов 10 и 11 по три в каждой группе, материал которых имеет максимально высокое тепловое сопротивление, например, титановый сплав. Головки установочных винтов 10, 11 входят в резьбовые соединения с силовым корпусом 6 и радиально направлены к оси двигателя. Концы установочных винтов 10 проходят через направляющие отверстия в промежуточном кольце 12 и практически с минимальной площадью контакта соприкасаются с наружной поверхностью хвостовой цилиндрической части 8. Промежуточное кольцо 12 с зазором фиксируется установочными винтами 10 в подвешенном состоянии над цилиндрической хвостовой частью 8 за счет минимального зазора между установочными винтами 10 и направляющими отверстиями в промежуточном кольце 12, а также за счет выбора определенного внутреннего диаметра промежуточного кольца. Концы установочных винтов 11 упираются в проточку 13, выполненную на наружной поверхности опорного кольца 14, ширина которой больше диаметра винтов. Опорное кольцо 14 с минимально необходимым зазором для парирования радиальных термических деформаций сопла и опорного кольца размещено на наружной цилиндрической поверхности сопла 2 в его выходной части и выполнено из материала с высоким тепловым сопротивлением. По центру внутренней поверхности опорного кольца 14 выполнен буртик 15, обеспечивающий контакт минимальной площади опорного кольца 14 с наружной поверхностью сопла 2 на всех этапах функционирования двигателя. В силовом корпусе 6 для облегчения конструкции и уменьшения теплового потока по установочным винтам к местам их закрепления, а также по силовому корпусу в направлении к монтажной плате 5 выполнены окна 16, при этом в местах расположения резьбовых отверстий под установочные винты 10 выполнены приливы 17 для обеспечения достаточной длины для прочности резьбовых соединений.The engine comprises a fuel decomposition chamber 1 with a gas-dynamic nozzle 2, a fuel supply pipe 3 from a control valve 4, mounted on a circuit board 5 with a flange for connection to a spacecraft (not shown in the drawing), to the input part of the decomposition chamber 1. Decomposition chamber 1 s the nozzle 2 and the fuel supply pipe 3 are coaxially located inside the power housing 6, made of a material with high mechanical strength and relatively high thermal resistance, for example, of a titanium alloy, and rigidly fixed to my tazhnoy plate 5. The input end surface of the decomposition chamber 1 is one-piece, for example, by welding, connected to the supporting sleeve of a three-leaf form 7 having a cylindrical tail portion 8, and on the petals there is a landing surface 9 with the smallest possible contact area with the end surface of the decomposition chamber 1, and the fuel supply pipe 3 is coaxially located inside the support sleeve with a gap. The supporting sleeve 7 with the tail of the cylindrical part 8 is made of a material with high thermal resistance. Elements for fixing the position of the decomposition chamber located at the level of the input of the fuel supply pipe 3 to the decomposition chamber 1 and at the level of the outlet part of the nozzle 2 are made in the form of two groups of setscrews 10 and 11, three in each group, the material of which has the highest thermal resistance, for example, titanium alloy. The heads of the set screws 10, 11 are threaded to the power housing 6 and radially directed to the axis of the engine. The ends of the set screws 10 pass through the guide holes in the intermediate ring 12 and are in contact with the outer surface of the tail cylindrical part 8 with a minimum contact area. The intermediate ring 12 is fixed with a gap by the set screws 10 in suspension above the cylindrical tail part 8 due to the minimum clearance between the set screws 10 and guide holes in the intermediate ring 12, as well as by selecting a specific inner diameter of the intermediate ring. The ends of the set screws 11 abut against a groove 13 made on the outer surface of the support ring 14, the width of which is larger than the diameter of the screws. The support ring 14 with the minimum necessary clearance to counter radial thermal deformations of the nozzle and the support ring is placed on the outer cylindrical surface of the nozzle 2 in its output part and is made of a material with high thermal resistance. A bead 15 is made in the center of the inner surface of the support ring 14, which ensures that the minimum area of the support ring 14 is in contact with the outer surface of the nozzle 2 at all stages of the engine operation. In the power housing 6, in order to facilitate the design and reduce the heat flux along the set screws to the places of their fastening, as well as along the power case in the direction of the mounting plate 5, windows 16 are made, while tides 17 are made in the locations of the threaded holes for the set screws 10 to provide of sufficient length for the strength of threaded joints.

Сборка и функционирование двигателя осуществляется следующим образом.The assembly and operation of the engine is as follows.

На предварительном этапе сборки двигателя, для обеспечения требуемой ориентации геометрической оси сопла камеры разложения 1, в пределах упругой деформации трубки подачи топлива 3 производят юстировку двигателя, т.е. с помощью установочных винтов 10, 11 регулируют угловое и линейное положение оси камеры разложения 1 с соплом 2 относительно базовой посадочной поверхности и отверстий в монтажной плате 5. При окончательной юстировке на этапе окончательной сборки двигателя, для предотвращения самоотвинчивания на всех этапах его применения, выполняется фиксация резьбовых соединений установочных винтов 10, 11 в силовом корпусе 6, например, высокотемпературным клеем.At the preliminary stage of engine assembly, to ensure the required orientation of the geometric axis of the nozzle of decomposition chamber 1, the engine is aligned within the elastic deformation of the fuel supply pipe 3, i.e. using the adjusting screws 10, 11, the angular and linear position of the axis of decomposition chamber 1 with the nozzle 2 relative to the base seating surface and the holes in the mounting plate 5 is adjusted. During the final adjustment at the stage of final assembly of the engine, to prevent self-unscrewing at all stages of its application, fixing is performed threaded joints of set screws 10, 11 in the power housing 6, for example, with high-temperature glue.

В процессе выведения космического аппарата, когда на двигатель действуют механические нагрузки, установочные винты 10, 11 исключают радиальное смещение камеры разложения 1, а при огневом функционировании двигателя - обеспечивают в осевом направлении свободные деформации камеры разложения 1 и трубки подачи топлива 3 от тепловых воздействий при его включении и выключении. При включениях и выключениях двигателя тепловой поток с камеры разложения на остальные элементы двигателя снижается до минимума за счет минимальных площадей контактов установочных винтов 10 с хвостовой частью 8 опорной втулки 7 и установочных винтов 11 с опорным кольцом 14, а также за счет наличия зазора между опорным кольцом 14 и соплом 2.In the process of launching the spacecraft, when mechanical loads act on the engine, the set screws 10, 11 eliminate the radial displacement of decomposition chamber 1, and during the fire operation of the engine, they provide in the axial direction free deformations of decomposition chamber 1 and fuel supply tube 3 from thermal effects during turning on and off. When turning the engine on and off, the heat flux from the decomposition chamber to the remaining engine elements is reduced to a minimum due to the minimum contact areas of the set screws 10 with the tail portion 8 of the support sleeve 7 and the set screws 11 with the support ring 14, and also due to the presence of a gap between the support ring 14 and nozzle 2.

Заявляемый однокомпонентный жидкостный 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 том числе при длительных ресурсных испытаниях как в непрерывных, так и в импульсных режимах работы.The inventive one-component liquid propellant rocket engine of low thrust passed the cycles of ground-based experimental tests and showed both high mechanical strength under the influence of various mechanical loads and high efficiency, and operational efficiency, including during long-term life tests both in continuous and in pulsed modes work.

Claims (6)

1. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий трубку подачи топлива, камеру разложения с соплом, соосно размещенные в силовом корпусе, жестко закрепленном на монтажной плате, и элементы фиксации положения камеры разложения в силовом корпусе, установленные на уровне входа в камеру разложения и на уровне выхода из сопла, отличающийся тем, что входная торцевая поверхность камеры разложения неразъемно соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы, имеющей хвостовую цилиндрическую часть, причем на лепестках выполнена посадочная поверхность с минимально возможной площадью контакта с торцевой поверхностью камеры разложения, а трубка подачи топлива расположена с зазором в канале опорной втулки, на конце хвостовой цилиндрической части опорной втулки размещено с зазором промежуточное кольцо с направляющими отверстиями, на наружной поверхности сопла с зазором размещено опорное кольцо с проточкой на его наружной поверхности, а элементы фиксации положения камеры разложения выполнены в виде установочных винтов, головки которых входят в резьбовые соединения с силовым корпусом и радиально направлены к оси двигателя, причем концы установочных винтов, расположенных на уровне входа в камеру разложения, вставлены в направляющие отверстия промежуточного кольца и входят в соприкосновение с минимальной площадью контактов с наружной поверхностью хвостовой цилиндрической части опорной втулки, а концы установочных винтов, расположенных на уровне выхода из сопла, до касания вставлены в проточку опорного кольца с минимальной площадью контактов.1. A one-component liquid propellant small thrust rocket engine containing a fuel supply pipe, a decomposition chamber with a nozzle coaxially placed in a power housing rigidly mounted on a circuit board, and elements for fixing the position of the decomposition chamber in a power housing mounted at the entrance to the decomposition chamber and at the level of exit from the nozzle, characterized in that the input end surface of the decomposition chamber is inseparably connected to the supporting sleeve of a three-petal shape having a tail cylindrical part, and on the petals in the landing surface is filled with the smallest possible contact area with the end surface of the decomposition chamber, and the fuel supply pipe is located with a gap in the channel of the support sleeve, an intermediate ring with guide holes is placed with a gap on the end of the tail cylindrical part of the support sleeve, and a support ring is placed on the outer surface of the nozzle with a gap a ring with a groove on its outer surface, and elements for fixing the position of the decomposition chamber are made in the form of set screws, the heads of which are threaded connections with the power housing and are radially directed to the axis of the engine, the ends of the set screws located at the level of the entrance to the decomposition chamber inserted into the guide holes of the intermediate ring and come into contact with the minimum contact area with the outer surface of the tail cylindrical part of the support sleeve, and the ends of the installation screws located at the exit level of the nozzle are inserted into the groove of the support ring with a minimum contact area until they touch. 2. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что на уровне входа в камеру разложения установлено не менее трех установочных винтов.2. A one-component liquid propellant thruster according to claim 1, characterized in that at least three set screws are installed at the level of the entrance to the decomposition chamber. 3. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что на уровне выхода из сопла установлено не менее трех установочных винтов.3. A one-component liquid propulsion thruster according to claim 1, characterized in that at least three set screws are installed at the exit level from the nozzle. 4. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что по центру внутренней поверхности опорного кольца выполнен опорный буртик.4. A one-component liquid propellant small thrust engine according to claim 1, characterized in that a support flange is made in the center of the inner surface of the support ring. 5. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что в силовом корпусе в местах резьбовых соединений с установочными винтами выполнены приливы.5. A one-component liquid propellant thruster according to claim 1, characterized in that tides are made in the power housing at the places of threaded connections with set screws. 6. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что силовой корпус, опорная втулка, промежуточное кольцо, опорное кольцо и установочные винты выполнены из материала с высоким тепловым сопротивлением.6. A one-component liquid propellant small thrust rocket engine according to claim 1, characterized in that the power housing, support sleeve, intermediate ring, support ring and set screws are made of a material with high thermal resistance.
RU2019108547A 2019-03-25 2019-03-25 Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine RU2705982C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019108547A RU2705982C1 (en) 2019-03-25 2019-03-25 Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019108547A RU2705982C1 (en) 2019-03-25 2019-03-25 Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2705982C1 true RU2705982C1 (en) 2019-11-12

Family

ID=68579869

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019108547A RU2705982C1 (en) 2019-03-25 2019-03-25 Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2705982C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2095336A (en) * 1981-03-19 1982-09-29 Secr Defence Electrothermal gas thrust unit
RU2096647C1 (en) * 1993-03-24 1997-11-20 Опытное конструкторское бюро "Факел" Monopropellant liquid rocket thruster and method of starting it
US5941062A (en) * 1995-05-11 1999-08-24 Societe Europeenne De Propulsion Pulse rocket engine
RU2154748C2 (en) * 1996-09-09 2000-08-20 Опытное конструкторское бюро "Факел" Monopropellant thruster

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2095336A (en) * 1981-03-19 1982-09-29 Secr Defence Electrothermal gas thrust unit
RU2096647C1 (en) * 1993-03-24 1997-11-20 Опытное конструкторское бюро "Факел" Monopropellant liquid rocket thruster and method of starting it
US5941062A (en) * 1995-05-11 1999-08-24 Societe Europeenne De Propulsion Pulse rocket engine
RU2154748C2 (en) * 1996-09-09 2000-08-20 Опытное конструкторское бюро "Факел" Monopropellant thruster

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6282887B1 (en) Bellows units for a chamber of a liquid-propellant rocket engine with afterburning
RU2470169C2 (en) Turbo machine with diffuser
RU2158838C2 (en) Liquid-propellant rocket engine
US4825647A (en) Performance improvements in thruster assembly
US20190003423A1 (en) Dual-expander short-length aerospike engine
US5701733A (en) Double rabbet combustor mount
US5651515A (en) Method for re-orbiting a dual-mode propulsion geostationary spacecraft
US2990684A (en) Rod assembled plastic rocket
US6895991B2 (en) Missile thrust system and valve with refractory piston cylinder
US3151446A (en) Propulsion devices
RU2705982C1 (en) Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine
US3192714A (en) Variable thrust rocket engine incorporating thrust vector control
JPH11132107A (en) Rocket engine provided with step structure in combustion chamber
Tam et al. Design and manufacture of a propellant tank assembly
US3048010A (en) Swiveling nozzle for solid rocket
RU2731779C1 (en) Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine
US3403873A (en) Guided missile
US8733800B1 (en) Tube having an integral, spring-loaded, spherical joint
US3004734A (en) Hydraulic power supply
US3086359A (en) Integral nozzle separator for a multistage reaction motor
US3434291A (en) Thrust termination apparatus for solid propellant rocket motors
US5224343A (en) Constant fuel supply device for a thruster
US3430445A (en) Combined rocket-ramjet aircraft
US3234737A (en) Pressurizing system
RU2119081C1 (en) Engine for liquid-propellant rocket power plant

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210506