RU2731779C1 - Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги - Google Patents
Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги Download PDFInfo
- Publication number
- RU2731779C1 RU2731779C1 RU2019129189A RU2019129189A RU2731779C1 RU 2731779 C1 RU2731779 C1 RU 2731779C1 RU 2019129189 A RU2019129189 A RU 2019129189A RU 2019129189 A RU2019129189 A RU 2019129189A RU 2731779 C1 RU2731779 C1 RU 2731779C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- decomposition chamber
- fuel supply
- nozzle
- engine
- power
- Prior art date
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
- 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
Изобретение относится к однокомпонентным жидкостным ракетным двигателям малой тяги. 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. Входная торцевая часть камеры разложения 1 выполнена в виде втулки 7, на конце которой перпендикулярно оси двигателя расположены три лепестка 8, образующих минимально необходимый радиальный зазор с внутренней поверхностью силового корпуса 6, учитывающий их взаимное термическое расширение. На выходной торцевой поверхности силового корпуса 6 перпендикулярно оси двигателя выполнены три выступа 9, образующих минимально необходимый радиальный зазор с наружной поверхностью камеры разложения 1 в районе сопла 2, учитывающий их взаимное термическое расширение. В силовом корпусе 6 для облегчения конструкции и уменьшения теплового потока к втулке 7 с лепестками 8, а также в направлении к монтажной плате 5, выполнены окна 10. Изобретение обеспечивает механическую прочность трубки подачи топлива и камеры разложения в целом при одновременном повышении удельных характеристиках за счет максимального снижения теплового потока с камеры разложения на трубку подачи топлива и силовой корпус. 3 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей малой тяги, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования.
К однокомпонентным жидкостным ракетным двигателям с тягами менее 0,1 Н, учитывая их миниатюрные размеры, предельно малые расходы топлива и, вследствие этого, минимальное тепловыделение от его разложения, невозможно применить стандартные технические решения, обеспечивающие с одной стороны - относительно высокие удельные характеристики, а с другой стороны - высокие прочностные характеристики как трубки подачи топлива, так и камеры разложения в целом.
Известен электротермический газовый тяговый блок, принятый за прототип, содержащий управляющий клапан, прямую трубку подачи топлива, камеру разложения и сопло. На управляющем клапане закреплена концевая пластина, на которой закреплен силовой корпус в виде цилиндра из титана или нержавеющей стали. На уровнях входа в камеру разложения и на выходе из сопла установлены элементы фиксации положения камеры разложения, выполненные в виде диафрагм со спицами, которые поддерживают корпус камеры разложения в пределах силового корпуса, причем спицы диафрагм жестко соединяют трубку подачи топлива и край сопла с силовым корпусом (Патент Великобритании GB №2095336, МПК F02K 9/42, 1981 г.).
Однако известная конструкция не может быть применена в двигателе с тягой менее 0,1 Н вследствие того, что все составные части двигателя имеют относительно малые размеры, например, прямая трубка подвода у двигателя с тягой менее 0,1 Н в поперечном сечении может иметь наружный диаметр не более 1 мм, толщину стенки - не более 0,2 мм, а диаметр критического сопла - порядка 0,2…0,3 мм.
При создании изобретения решалась задача обеспечения механической прочности трубки подачи топлива и камеры разложения в целом, имеющих малые конструктивные размеры, от воздействия механических нагрузок при выведении космического аппарата и из-за температурных воздействий от камеры разложения в процессе включений и
выключений двигателя при одновременном обеспечении высоких удельных характеристик двигателя.
Поставленная задача решена за счет того, что в известном однокомпонентном жидкостном ракетном двигателе малой тяги, содержащим прямую трубку подачи топлива, камеру разложения с соплом, соосно размещенные в силовом корпусе, жестко закрепленном на монтажной плате, согласно изобретению входная часть камеры разложения выполнена в виде втулки, на конце которой перпендикулярно оси двигателя расположены три лепестка, образующих радиальный зазор с внутренней поверхностью силового корпуса, учитывающий их взаимное термическое расширение, а на выходной торцевой поверхности силового корпуса перпендикулярно оси двигателя выполнены три выступа, образующих радиальный зазор с наружной поверхностью камеры разложения в районе сопла, учитывающий их взаимное термическое расширение, силовой корпус выполнен в виде цилиндрической и конической частей, причем цилиндрическая часть охватывает камеру разложения, а расширенный к основанию конец конической части жестко закреплен на монтажной плите.
Выполнение входной части камеры разложения в виде втулки, на конце которой перпендикулярно оси двигателя расположены три лепестка, образующих радиальный зазор с внутренней поверхностью силового корпуса, и выполнение на выходной торцевой поверхности силового корпуса перпендикулярно оси двигателя трех выступов, образующих радиальный зазор с наружной поверхностью камеры разложения в районе сопла, учитывающий их взаимное термическое расширение, при выполнении трубки подачи с предельно малым наружным диаметром и предельно малой толщиной ее стенки, позволяет:
- исключить возможность остаточной деформации прямой трубки подачи топлива от воздействия механических нагрузок за счет максимально возможного ограничения радиального смещения камеры разложения и трубки подачи;
- существенно снизить тепловой поток с камеры разложения на трубку подачи топлива и на силовой корпус за счет минимальной площади возможным мест контактов с камерой разложения, повышая, тем самым, эффективность работы двигателя.
Выполнение силового корпуса в виде конической и цилиндрической частей позволяет повысить жесткость его конструкции и, тем самым, исключить вероятность остаточной деформации трубки подачи топлива и, соответственно, обеспечить механическую прочность камеры и двигателя в целом.
Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги; на фиг. 2 - входная часть камеры разложения в аксонометрии; на фиг. 3 - сечение А-А.
Двигатель содержит камеру разложения топлива 1 с газодинамическим соплом 2, трубку подачи топлива 3 от управляющего клапана 4, закрепленного на монтажной плате 5 с фланцем для подсоединения к космическому аппарату (на чертеже не показан), до входной части камеры разложения 1. Камера разложения 1 с соплом 2 и трубка подачи топлива 3 соосно расположены внутри силового корпуса 6, состоящего из цилиндрической и конической частей, причем цилиндрическая часть охватывает камеру разложения 1, а расширенная к основанию коническая часть жестко закреплена на монтажной плите 5. Силовой корпус 6 выполнен из материала с высокой механической прочностью и относительно высоким тепловым сопротивлением, например, из титанового сплава. Входная торцевая часть камеры разложения 1 выполнена в виде тонкостенной втулки 7, на конце которой перпендикулярно оси двигателя расположены три лепестка 8, образующих радиальный зазор с внутренней цилиндрической поверхностью силового корпуса 6, учитывающий их взаимное термическое расширение. На выходной торцевой поверхности силового корпуса 6 перпендикулярно оси двигателя выполнены три выступа 9, образующих радиальный зазор с наружной цилиндрической поверхностью камеры разложения 1 в районе сопла 2, учитывающий их взаимное термическое расширение. В силовом корпусе 6 для облегчения конструкции и уменьшения теплового потока к втулке 7 с лепестками 8, а также в направлении к монтажной плате 5, выполнены окна 10.
Функционирование двигателя осуществляется следующим образом:
При эксплуатации двигателя лепестки 8 и выступы 9 случайным образом могут касаться или не касаться внутренней поверхности силового корпуса 6 и наружной поверхности камеры разложения 1 в области сопла 2, при этом количество точек касания может быть не более четырех. В процессе выведения космического аппарата, когда на двигатель действуют механические нагрузки, втулка 7 с лепестками 8 и выступы 9 ограничивают до требуемого свободное радиальное смещение камеры разложения 1 и, соответственно, трубки подачи (в пределах упругой деформации), исключая тем самым остаточную деформацию трубки подачи. При включении и выключении двигателя лепестки 8 и выступы 9 обеспечивают в осевом и радиальном направлениях свободные термические расширения камеры разложения 1 и трубки подачи топлива 3 от тепловых воздействий. Таким образом при огневом функционировании тепловой поток с камеры разложения на остальные элементы двигателя снижается до минимума за счет минимальных площадей в местах возможных контактов лепестков 8 и выступов 9 с внутренней поверхностью силового корпуса 6 и наружной поверхностью камеры разложения 1, соответственно.
Заявляемый жидкостной ракетный двигатель малой тяги прошел циклы наземных экспериментальных испытаний и показал, как высокую механическую прочность при воздействии различных механических нагрузок, так и высокую работоспособность, и эффективность функционирования в диапазоне изменения тяги от 0,01 до 0,15 Н
при длительных ресурсных испытаниях как в непрерывных, так и в импульсных режимах работы
Claims (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, отличающийся тем, что входная часть камеры разложения выполнена в виде втулки, на конце которой перпендикулярно оси двигателя расположены три лепестка, образующих радиальный зазор с внутренней поверхностью силового корпуса, учитывающий их взаимное термическое расширение, а на выходной торцевой поверхности силового корпуса перпендикулярно оси двигателя выполнены три выступа, образующих радиальный зазор с наружной поверхностью камеры разложения в районе сопла, учитывающий их взаимное термическое расширение, силовой корпус выполнен в виде цилиндрической и конической частей, причем цилиндрическая часть охватывает камеру разложения, а расширенный к основанию конец конической части жестко закреплен на монтажной плите.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019129189A RU2731779C1 (ru) | 2019-09-16 | 2019-09-16 | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019129189A RU2731779C1 (ru) | 2019-09-16 | 2019-09-16 | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2731779C1 true RU2731779C1 (ru) | 2020-09-08 |
Family
ID=72421934
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019129189A RU2731779C1 (ru) | 2019-09-16 | 2019-09-16 | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2731779C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3956885A (en) * | 1974-09-03 | 1976-05-18 | Avco Corporation | Electrothermal reactor |
GB2095336A (en) * | 1981-03-19 | 1982-09-29 | Secr Defence | Electrothermal gas thrust unit |
RU2154748C2 (ru) * | 1996-09-09 | 2000-08-20 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
RU191519U1 (ru) * | 2019-02-04 | 2019-08-12 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел", ФГУП "ОКБ "Факел" | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
-
2019
- 2019-09-16 RU RU2019129189A patent/RU2731779C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3956885A (en) * | 1974-09-03 | 1976-05-18 | Avco Corporation | Electrothermal reactor |
GB2095336A (en) * | 1981-03-19 | 1982-09-29 | Secr Defence | Electrothermal gas thrust unit |
RU2154748C2 (ru) * | 1996-09-09 | 2000-08-20 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
RU191519U1 (ru) * | 2019-02-04 | 2019-08-12 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел", ФГУП "ОКБ "Факел" | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5836150A (en) | Micro thrust and heat generator | |
US3871173A (en) | Constant chamber pressure throttling injector | |
US5067406A (en) | Supersonic, low-drag, solid fuel ramjet tubular projectile | |
RU2731779C1 (ru) | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги | |
US6895991B2 (en) | Missile thrust system and valve with refractory piston cylinder | |
US3192714A (en) | Variable thrust rocket engine incorporating thrust vector control | |
JP2016536520A (ja) | 電気的に点火され、スロットル調整された焦電性推進剤ロケットエンジン | |
EP2222551B1 (en) | System and method for deployment and actuation | |
US3303654A (en) | Combustion chamber for ram-jets or rocket power units employing a cooling film of liquid fuel | |
KR101494393B1 (ko) | 이중 추력 로켓 추진기관 | |
KR101969901B1 (ko) | 단열셀을 구비한 소형 추력기 및 이를 구비한 비행체 | |
US3313113A (en) | Control for opening nozzles of rocket engines | |
RU2705982C1 (ru) | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги | |
KR101183453B1 (ko) | 단일추진제 추력기 | |
US3430445A (en) | Combined rocket-ramjet aircraft | |
RU2334192C2 (ru) | Способ запуска ракеты из контейнера и устройство для его осуществления | |
Woodward et al. | Injector research for Shuttle OMS upgrade using LOX/ethanol propellants | |
US3319424A (en) | Method and means for supporting a ram-jet propellant | |
US2828604A (en) | Rocket engine thrust control device | |
US3358932A (en) | Directional control for rockets | |
US3011312A (en) | Propulsion system | |
RU2631370C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с секторами дефлектора на срезе сопла | |
RU2626617C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель для первой ступени ракетоносителя | |
JP7425895B2 (ja) | スラスタ組立体 | |
RU2715450C1 (ru) | Многорежимный ракетный двигатель |