RU2706101C1 - Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги (варианты) - Google Patents

Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги (варианты) Download PDF

Info

Publication number
RU2706101C1
RU2706101C1 RU2019101467A RU2019101467A RU2706101C1 RU 2706101 C1 RU2706101 C1 RU 2706101C1 RU 2019101467 A RU2019101467 A RU 2019101467A RU 2019101467 A RU2019101467 A RU 2019101467A RU 2706101 C1 RU2706101 C1 RU 2706101C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
decomposition chamber
briquettes
engine
component liquid
Prior art date
Application number
RU2019101467A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2706101C9 (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 RU2019101467A priority Critical patent/RU2706101C9/ru
Publication of RU2706101C1 publication Critical patent/RU2706101C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2706101C9 publication Critical patent/RU2706101C9/ru

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/68Decomposition chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Catalysts (AREA)

Abstract

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей. 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, выполненных из пористого тугоплавкого металлического материала. Между брикетами каталитического пакета 5 размещены чередующиеся непроницаемые отражательные элементы. По первому варианту исполнения двигателя 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. По второму варианту исполнения двигателя отражательный элемент, установленный после первого по потоку топлива брикета, выполнен 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. Изобретение обеспечивает повышение предельной расходонапряженности камеры разложения за счет повышения эффективности работы двигателя при запуске и увеличения удельного импульса тяги двигателя в целом. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

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.
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.

Claims (3)

1. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру разложения топлива с расположенными в ней по оси инжектором и каталитическим пакетом, состоящим из брикетов пористого катализатора, и сопло, отличающийся тем, что 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.
2. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру разложения топлива с расположенными в ней по оси инжектором и каталитическим пакетом, состоящим из брикетов пористого катализатора, и сопло, отличающийся тем, что 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.
3. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1 или 2, отличающийся тем, что непроницаемые отражательные элементы выполнены из тугоплавкого металлического материала с каталитическими свойствами.
RU2019101467A 2019-01-18 2019-01-18 Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги (варианты) RU2706101C9 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019101467A RU2706101C9 (ru) 2019-01-18 2019-01-18 Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги (варианты)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019101467A RU2706101C9 (ru) 2019-01-18 2019-01-18 Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги (варианты)

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2706101C1 true RU2706101C1 (ru) 2019-11-13
RU2706101C9 RU2706101C9 (ru) 2019-12-23

Family

ID=68579932

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019101467A RU2706101C9 (ru) 2019-01-18 2019-01-18 Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги (варианты)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2706101C9 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1534601A (en) * 1976-07-23 1978-12-06 Secr Defence Electrothermal gas thrusters
RU2154748C2 (ru) * 1996-09-09 2000-08-20 Опытное конструкторское бюро "Факел" Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги
RU2186858C2 (ru) * 2000-03-13 2002-08-10 ОАО Челябинский металлургический комбинат "МЕЧЕЛ" Фурма для донной продувки металла газами в ковше и способ ее изготовления
JP4941663B2 (ja) * 2007-09-10 2012-05-30 株式会社Ihi 一液スラスタ

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1534601A (en) * 1976-07-23 1978-12-06 Secr Defence Electrothermal gas thrusters
RU2154748C2 (ru) * 1996-09-09 2000-08-20 Опытное конструкторское бюро "Факел" Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги
RU2186858C2 (ru) * 2000-03-13 2002-08-10 ОАО Челябинский металлургический комбинат "МЕЧЕЛ" Фурма для донной продувки металла газами в ковше и способ ее изготовления
JP4941663B2 (ja) * 2007-09-10 2012-05-30 株式会社Ihi 一液スラスタ

Also Published As

Publication number Publication date
RU2706101C9 (ru) 2019-12-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2433943A (en) Operation of jet propulsion motors with nitroparaffin
US9388090B2 (en) Fast ignition and sustained combustion of ionic liquids
JP2007298031A (ja) 二元推進剤インジェクタ、ロケットスラスタアセンブリ、およびインジェクタアセンブリ
Venugopal et al. Hybrid rocket technology
US6516605B1 (en) Pulse detonation aerospike engine
RU2706101C1 (ru) Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги (варианты)
KR20160055169A (ko) 전기적으로 점화되고 스로틀링되는 초전성 추진제 로켓 엔진
US20220120240A1 (en) Vortex thruster system including catalyst bed with screen assembly
Hirata et al. Improvement of regression rate and combustion efficiency of high density polyethylene fuel and paraffin fuel of hybrid rockets with multi-section swirl injection method
KR101183453B1 (ko) 단일추진제 추력기
US20200291899A1 (en) Hybrid rocket engine with improved solid fuel segment
RU2581756C2 (ru) Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги
EP3874138B1 (en) Injector with injector elements in circumferential rows with counter-clockwise and clockwise swirl
US4703694A (en) Single stage autophage rocket
Krishnan et al. Design and development of a hydrogen-peroxide rocket-engine facility
US10731605B1 (en) Monopropellant cascade rocket engine
RU2727736C1 (ru) Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги
Agustian Sistem propulsi roket padat untuk rudal anti tank
RU2721397C1 (ru) Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги
Tarantini et al. Development of a nitrous oxide-based monopropellant thruster for small spacecraft
US20230383711A1 (en) Oblique Detonation Rocket Engine
US20230323838A1 (en) Advanced monopropellant thruster
RU2774753C1 (ru) Камера жрд со сверхзвуковой частью сопла из алюминиевого сплава
RU2704521C1 (ru) Узел подачи топлива в камеру разложения однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги
RU192756U1 (ru) Двухкамерный ракетный двигатель малой тяги

Legal Events

Date Code Title Description
TH4A Reissue of patent specification
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210506