RU2721397C1 - Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги - Google Patents

Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги Download PDF

Info

Publication number
RU2721397C1
RU2721397C1 RU2019113809A RU2019113809A RU2721397C1 RU 2721397 C1 RU2721397 C1 RU 2721397C1 RU 2019113809 A RU2019113809 A RU 2019113809A RU 2019113809 A RU2019113809 A RU 2019113809A RU 2721397 C1 RU2721397 C1 RU 2721397C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
decomposition chamber
fuel
diameter
injector
decomposition
Prior art date
Application number
RU2019113809A
Other languages
English (en)
Inventor
Николай Михайлович Вертаков
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 RU2019113809A priority Critical patent/RU2721397C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2721397C1 publication Critical patent/RU2721397C1/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)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

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. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру разложения топлива с расположенным в ней по оси инжектором с внутренним каналом, на выходном конце которого выполнены места впрыска, и сопло, при этом камера разложения выполнена в виде входной сферообразной части, заполненной гранулированным катализатором, и выходной цилиндрической части, длина которой меньше диаметра, а диаметр меньше диаметра входной сферообразной части камеры разложения, с размещенным в ней пористым каталитическим брикетом, при этом длина инжектора составляет около 1/2 диаметра сферообразной части камеры разложения топлива. На выходном конце инжектора установлена торцевая заглушка, исполненная в виде двух цилиндров разных диаметров, и выполнены сквозные продольные пазы и заглубление, причем цилиндр заглушки с меньшим диаметром входит в заглубление с образованием зазора между его торцевой поверхностью и заглублением. Изобретение обеспечивает повышение эффективности разложения топлива и связанное с этим повышение расходонапряженности камеры разложения и ресурсоспособности двигателя в целом. 1 з.п. ф-лы, 4 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 электротермический жидкостный ракетный двигатель, содержащий корпус камеры разложения топлива, состоящий из цилиндрической и конусной частей, инжектор и сопло. Камера разложения топлива состоит из двух теплообменников, первый из которых включает в себя набор платиновых сеток в форме спирально намотанной трубки с образованием внутри цилиндрического канала, второй - пакет платиновых сеток, установленных перед соплом, и расположенной между ними разделительной пластины с дроссельными отверстиями, причем центральная часть разделительной пластины перекрывает цилиндрический канал в первом теплообменнике (Патент Великобритании GB №1534601, МПК F02K 9/02, 1977 г.).
Известному двигателю присущи следующие недостатки: - жидкое топливо из инжектора впрыскивается во входной конец цилиндрического канала, который имеет достаточно большой диаметр по сравнению с внутренним диаметром инжектора, и, соответственно, большой объем. Поэтому до того, как топливо попадет в набор платиновых сеток, необходимо вначале заполнить топливом весь объем цилиндрического канала и только затем входное давление топлива однозначно направит топливо из канала на платиновые сетки в перпендикулярном к оси двигателя направлении. Следствием этого является:
а) повышенная задержка в динамике запуска двигателя и увеличенное время последействия при его выключении;
б) возможные колебания и забросы давления в камере разложения в течение выхода (запуска) двигателя на установившийся режим работы из-за свободного объема после инжектора относительно большой величины в виде цилиндрического канала и, связанного с этим, неустойчивого положения границы (зоны) нагревания жидкого топлива в цилиндрическом канале и во входной части теплообменника, а также неустойчивого положения границ испарения топлива и, в дальнейшем, разложения;
- течение топлива и продуктов разложения из свободно заполняемого цилиндрического объема канала в теплообменник через дросселируемые отверстия в разделительной пластине между теплообменниками и дополнительный теплообменник является потенциальным источником неустойчивой работы двигателя как при включениях двигателя, так и при работе в неблагоприятных эксплуатационных условиях, например, при относительно низких температурах камеры разложения при включениях или на режимах относительно малой тяги.
Известен однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий цилиндрическую камеру разложения топлива с размещенным внутри нее узлом распределения топлива, проницаемый каталитический пакет, сопло и магистраль подачи топлива. Узел распределения топлива состоит из пористого каталитического материала с выполненным по оси узла глухим каналом, причем стенки глухого канала не более чем на 1/3. длины узла распределения топлива от днища камеры выполнены непроницаемыми. По внешней поверхности узла расположен электронагреватель, а торцевая поверхность выполнена непроницаемой. (Патент РФ №2118685, МПК F02K 9/68, 1996 г)
Недостатками известного двигателя в части впрыска топлива, его распределения по камере разложения и собственно разложения, а также обеспечения его устойчивой работы являются:
- подача топлива по осевой трубке в узел распределения топлива осуществляется через проницаемую торцевую стенку глухого канала на конце трубки в основном в осевом направлении и только на втором элементе - непроницаемой торцевой поверхности поток тормозится и заполняет весь объем узла распределения топлива, в том числе в обратном направлении до днища камеры разложения. Без достаточного распыла топлива заполнение жидким рабочим телом относительно большого объема узла распределения топлива при наличии на границе узла распределения топлива сильно нагретой поверхности нагревателя практически однозначно ведет к большим забросам давления в камере после собственно момента инициирования разложения топлива, Этому также способствует застойная зона, образованная днищем камеры и непроницаемой частью на 1/3 длины узла распределения топлива. Как известно, образование застойных и тупиковых зон в каталитических пакетах двигателей всегда приводит к их неустойчивой работе и к ухудшению их характеристик;
- через проницаемую часть боковой поверхности узла распределения топлива и нагреватель рабочее тело поступает в объем пористого каталитического материала, образованного днищем и боковой поверхностью камеры, а также боковой поверхностью и торцевой поверхностью узла распределения топлива. Здесь также заложено конструкцией образование застойной зоны у днища камеры разложения, а также частичное дросселирование потока топлива и продуктов его разложения через относительно узкий диаметральный зазор между цилиндрической боковой поверхностью камеры и торцевой непроницаемой поверхностью узла распределения топлива. Следствием всего этого будет неустойчивая работка двигателей, ухудшение их характеристик;
- большая площадь торцевой непроницаемой поверхности узла распределения топлива относительно поперечного сечения камеры разложения исключает из работы существенную долю каталитического материала, находящегося в теневой зоне за ним, что снижает эффективность каталитического пакета.
Известен двигатель, принятый за прототип, содержащий камеру разложения топлива цилиндрической формы, гранулированный катализатор, инжектор с внутренним каналом, частично заглубленный в камеру разложения топлива, и сопло. На выходном конце инжектора выполнены места впрыска топлива в виде прорезей или отверстий. (Патент US №20120304620, МПК F02K 9/10, 9/00, 2011 г.).
Однако, в известном двигателе при применении гранулированного катализатора в камере разложения существует проблема образования мелких элементов от разрушения гранул в ходе механических воздействий, например, при выведении космического аппарата, а также в процессе включения и функционирования двигателя, особенно при его включениях с относительно низких температур камер разложения. В цилиндрических камерах разложения с постоянным поперечным сечением закупорка каталитического пакета элементами разрушения гранул катализатора вокруг места впрыска топлива будет происходить наиболее быстро, следствием этого будет, при постоянном давлении топлива на входе, возрастание перепада давления на катализаторе и, соответственно, снижение тяги двигателя и его ресурсоспособности;
При создании изобретения решалась задача, повышения предельной расходонапряженности камеры разложения и, соответственно, ресурсоспособности двигателя в целом.
Поставленная задача решена за счет того, что в известном однокомпонентном жидкостном ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру разложения топлива с расположенным в ней по оси инжектором с внутренним каналом, на выходном конце которого выполнены места впрыска, и сопло, согласно изобретению камера разложения выполнена в виде входной сферообразной части, заполненной гранулированным катализатором, и выходной цилиндрической части, длина которой меньше диаметра, а диаметр меньше диаметра входной сферообразной части камеры разложения, с размещенным в ней пористым каталитическим брикетом, при этом длина инжектора составляет около 1/2 диаметра сферообразной части камеры разложения топлива.
Также поставленная задача выполнена за счет того, что на выходном конце инжектора установлена торцевая заглушка, выполненная в виде двух цилиндров разных диаметров, и выполнены сквозные продольные пазы и заглубление, причем цилиндр заглушки с меньшим диаметром входит в заглубление с образованием зазора между его торцевой поверхностью и заглублением.
Выполнение камеры разложения топлива в виде входной сферообразной части и выходной цилиндрической части позволяет:
- повысить расходонапряженность за счет того, что для сферообразной формы входной части камеры, по сравнению с цилиндрической формой, увеличение радиуса сферы ведет к существенному увеличению каталитической поверхности сферы из гранул, контактирующей с топливом;
- уменьшить вероятность закупорки пространства между гранул из-за резкого возрастания площади сферической поверхности с увеличением ее радиуса, что, в итоге, существенно увеличивает ресурсоспособность двигателя;
- улучшить габаритно-массовые характеристики двигателя за счет того, что сферообразная форма каталитического пакета априори имеет меньший объем по сравнению с любой другой объемной фигурой, например, по сравнению с цилиндрической формой.
Расположение выходного конца инжектора в центре входной сферообразной части камеры разложения позволяет при минимальном объеме камеры разложения обеспечить максимально возможную расходонапряженность и, соответственно, тягу, а также ресурсоспособность двигателя вследствие резкого (во второй-третьей степени) возрастания каталитической поверхности слоев гранул с увеличением радиуса от центра распыла топлива.
Выполнение на выходном конце инжекторной трубки сквозных продольных пазов и углубления, в которое вставлена торцевая заглушка с образованием зазора, позволяет обеспечить эффективное дробление и веерное распыление впрыскиваемого топлива за счет перераспределения потока топлива и, как следствие, эффективно разлагать топливо в минимальном объеме каталитического пакета сферообразной формы, обеспечивая высокую расходонапряженность.
Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя; на фиг. 2 - выносной элемент А; на фиг. 3 - сечение Б-Б; на фиг; 4 - разрез инжектора в аксонометрии.
Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит трубку подачи топлива 1, камеру разложения топлива, состоящую из 2-х частей -входной сферообразной формы 2 и выходной цилиндрической формы 3, инжектор 4, являющийся продолжением трубки подачи топлива 1 и расположенный соосно с камерой разложения, и сопло 5. Входная сферообразная часть 2 камеры разложения заполнена гранулированным катализатором 6, в выходной цилиндрической части 3 камеры разложения, диаметр которой меньше диаметра входной сферообразной части камеры разложения, а длина меньше ее диаметра, размещен брикет 7 из каталитического пористого материала, например, из проволоки из молибден-рениевого сплава. Инжектор 4 выполнен в виде трубки с внутренним каналом 8, длина которой составляет около 1/2 внутреннего диаметра входной сферообразной части 2 камеры разложения, т.е. выходной конец инжектора размещен практически в центре входной сферообразной части 2 камеры разложения топлива. На выходном конце инжекторной трубки 4 выполнены не менее 6-и сквозных продольных пазов 9 и заглубление 10, глубина
Figure 00000001
которого составляет 1/2 от длины
Figure 00000002
пазов 9. На выходе инжекторной трубки 4 установлена торцевая заглушка 11, выполненная в виде двух цилиндров, при этом цилиндр с меньшим диаметром, длина
Figure 00000003
которого составляет приблизительно 1/3 от длины
Figure 00000004
пазов 9, входит в заглубление 10 с образованием зазора, равного разности длин
Figure 00000005
.
Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги работает следующим образом:
Предварительно камера разложения топлива (при возможности и необходимости обеспечения большой ресурсоспособности катализатора) разогревается электронагревателем (на чертеже не показан), установленным на ее корпусе, до температуры надежного запуска двигателя. Жидкое топливо из трубки подачи 1 поступает в инжекторную трубку 4 и далее из внутреннего канала 8 инжекторной трубки двумя потоками - через сквозные продольные пазы 9 и через зазор, образованный торцевой поверхностью заглушки 11 и заглублением 10 в торце инжектора, где соударение этих потоков еще до попадания на катализатор ведет к эффективному дроблению и распылению впрыскиваемого топлива, подается в камеру разложения. В итоге наблюдается веерный впрыск топлива в основном в перпендикулярном инжекторной трубке 4 направлении в относительно широком угле распыла вдоль пазов 9. Так как конец инжекторной трубки 4 находится практически в центре входной сферообразной части 2 камеры разложения, происходит эффективное распыление, испарение и последующее разложение жидкого топлива по всему объему гранулированного катализатора 6 во входной сферообразной части 2 камеры разложения. Смесь продуктов разложения и части непрореагировавшего топлива поступает в выходную цилиндрическую часть 3 камеры разложения, где происходит разложение остатков неразложившегося топлива на каталитическом пористом материале 7, и газообразные продукты разложения истекают через сопло 5, создавая реактивную тягу.
Заявляемый жидкостный ракетный двигатель малой тяги успешно прошел цикл наземных экспериментальных отработок и показал повышенную расходонапряженность камеры разложения при высокой эффективности разложения топлива.

Claims (2)

1. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру разложения топлива с расположенным в ней по оси инжектором с внутренним каналом, на выходном конце которого выполнены места впрыска, и сопло, отличающийся тем, что камера разложения выполнена в виде входной сферообразной части, заполненной гранулированным катализатором, и выходной цилиндрической части, длина которой меньше диаметра, а диаметр меньше диаметра входной сферообразной части камеры разложения, с размещенным в ней пористым каталитическим брикетом, при этом длина инжектора составляет около 1/2 диаметра сферообразной части камеры разложения топлива.
2. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что на выходном конце инжектора установлена торцевая заглушка, исполненная в виде двух цилиндров разных диаметров, и выполнены сквозные продольные пазы и заглубление, причем цилиндр заглушки с меньшим диаметром входит в заглубление с образованием зазора между его торцевой поверхностью и заглублением.
RU2019113809A 2019-05-06 2019-05-06 Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги RU2721397C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019113809A RU2721397C1 (ru) 2019-05-06 2019-05-06 Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019113809A RU2721397C1 (ru) 2019-05-06 2019-05-06 Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2721397C1 true RU2721397C1 (ru) 2020-05-19

Family

ID=70735354

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019113809A RU2721397C1 (ru) 2019-05-06 2019-05-06 Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2721397C1 (ru)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3956885A (en) * 1974-09-03 1976-05-18 Avco Corporation Electrothermal reactor
GB1534601A (en) * 1976-07-23 1978-12-06 Secr Defence Electrothermal gas thrusters
GB2095336A (en) * 1981-03-19 1982-09-29 Secr Defence Electrothermal gas thrust unit
RU2118685C1 (ru) * 1996-01-25 1998-09-10 Опытное конструкторское бюро "Факел" Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель
RU2154748C2 (ru) * 1996-09-09 2000-08-20 Опытное конструкторское бюро "Факел" Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги
US20120304620A1 (en) * 2011-06-01 2012-12-06 Aerojet-General Corporation Catalyst, gas generator, and thruster with improved thermal capability and corrosion resistance

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3956885A (en) * 1974-09-03 1976-05-18 Avco Corporation Electrothermal reactor
GB1534601A (en) * 1976-07-23 1978-12-06 Secr Defence Electrothermal gas thrusters
GB2095336A (en) * 1981-03-19 1982-09-29 Secr Defence Electrothermal gas thrust unit
RU2118685C1 (ru) * 1996-01-25 1998-09-10 Опытное конструкторское бюро "Факел" Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель
RU2154748C2 (ru) * 1996-09-09 2000-08-20 Опытное конструкторское бюро "Факел" Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги
US20120304620A1 (en) * 2011-06-01 2012-12-06 Aerojet-General Corporation Catalyst, gas generator, and thruster with improved thermal capability and corrosion resistance

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4069664A (en) Monopropellant thruster
US11952965B2 (en) Rocket engine's thrust chamber assembly
US5355764A (en) Plasma actuated ignition and distribution pump
US3748852A (en) Self-stabilizing pressure compensated injector
US3956885A (en) Electrothermal reactor
WO2018049239A1 (en) Fractal fluid passages apparatus
CN101596939B (zh) 用于储存低温液体和能储存的动力燃料的容器
US7827781B2 (en) Liquid propellant rocket engine with pintle injector and acoustic dampening
RU2721397C1 (ru) Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги
US6244040B1 (en) Gas generator for liquid propellant rockets
RU2291975C1 (ru) Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя
US3584461A (en) Generator of hot gases using hybrid propellant
US20220112867A1 (en) Rocket motor and components thereof
RU2453722C2 (ru) Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги
Shen et al. Experimental study on the combustion characteristics of LOX/LCH4 pintle injectors
US20220381201A1 (en) Hybrid propulsion unit for space vehicle
KR101885829B1 (ko) 단일추진제 추력기 시험모델 및 이의 조립체
KR101183453B1 (ko) 단일추진제 추력기
KR101438511B1 (ko) 동축형 인젝터
US11480136B1 (en) Monopropellant continuous detonation engines
US2808701A (en) Injector for rocket motor
US3302403A (en) Method and apparatus for injecting a liquid propellant in hybrid rocket motors
US11486336B2 (en) Propulsion device for liquid propellant rocket engine
RU192756U1 (ru) Двухкамерный ракетный двигатель малой тяги
RU2118685C1 (ru) Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель

Legal Events

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

Effective date: 20210506