РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА СЖАТОМ ГАЗЕ Российский патент 1999 года по МПК F02K9/44 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано в газореактивных системах управления космического аппарата, а также в системах обеспечения микрогравитации технологических орбитальных модулей.

Известна газореактивная система, которая обеспечивает постоянное управляющее усилие при многократных включениях системы. Система состоит из баллонов хранения сжатого газа, регулятора давления газа, подводящего трубопровода, коллектора низкого давления и газореактивных микродвигателей. (с. 46-47 в кн. Беляев Н.М., Уваров Е.И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. - М.: Машиностроение. 1974). Регулирование тяги в этой системе осуществляется изменением давления газа регулятором давления. Сжатый газ под высоким давлением хранится на борту в баллоне. Перед включением системы в работу производится подача газа из баллона к регулятору давления газа. В регуляторе давления происходит редуцирование высокого давления газа до заданной величины и поддержание этой величины в определенных пределах. В зависимости от величины точность поддержания давления не превышает 50% от номинального значения. Поддержание постоянного давления газа после регулятора обеспечивает получение постоянной величины управляющего усилия в системе. Редуцированный газ низкого давления по подводящему трубопроводу поступает к коллектору низкого давления, а оттуда подводится к газореактивным двигателям. Подобная система обеспечивает работу двигателей с постоянной тягой, и она используется в системах ориентации при многократных включениях.

Известен газореактивный двигатель на сжатом газе (с. 49-52 в кн. Беляев Н. М., Уваров Е.И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1974), содержащий подводящий трубопровод с клапанами и теплообменник с соплом. Регулирование тяги в этом двигателе производится изменением давления газа перед соплом двигателя.

Однако регулирование тяги двигателя требует регулирования давления газа в подводящем трубопроводе для того, чтобы обеспечить соответствие величины давления газа перед клапанами требуемой величины величине давления перед соплом двигателя, причем точность регулирования ограничена диапазоном чувствительности используемых для этих целей регуляторов давления.

Известен микродвигатель (патент США N 3603093), принятый за прототип, содержащий линию подачи рабочего газа с механическим регулятором давления и клапанами, теплообменник с блоком регулирования мощности и сопло. Основным элементом теплообменника является пористая вставка, выполненная из материала с большим коэффициентом теплового расширения. Настройка двигателя на заданный диапазон регулирования осуществляется соответствующим подбором материала и пористости вставки. Регулирование тяги в этом двигателе основано на изменении расхода газа перед соплом. Расход газа изменяют, подводя к пористой вставке тепловую мощность в определенном диапазоне регулирования. При тепловом воздействии поры указанной вставки меняют свой эффективный диаметр в соответствии с ее температурой, благодаря чему точно регулируется массовый расход газа через двигатель.

Однако регулирование тяги путем изменения массового расхода газа при изменении проходного сечения пор под действием теплового расширения материала не позволяет обеспечить точную и глубокую регулировку тяги, так как не существует точного закона теплового расширения пористого материала. Наличие регулятора давления в подводящем трубопроводе двигателя, необходимое для обеспечения низкого уровня массового расхода, при котором возможна работа пористой вставки как ограничителя расхода, существенно ограничивает точность регулирования тяги и снижает надежность двигателя.

При создании изобретения решались задачи повышения глубины и точности регулирования тяги тепловым методом, а также повышения надежности двигателя.

Поставленные задачи решены за счет того, что в известном двигателе, содержащем подводящий трубопровод с установленным управляющим клапаном, теплообменник с блоком регулирования тепловой мощности и сопло, между управляющим клапаном и теплообменником установлен газодинамический дроссель, проходное сечение которого выбрано из условия обеспечения критического перепада давления.

Установка газодинамического дросселя с критическим сечением перед входом в теплообменник позволяет устранить необходимость регулирования давления газа в подводящем трубопроводе для получения требуемой величины давления газа перед соплом двигателя с целью обеспечения заданного уровня тяги двигателя. Заданный уровень тяги двигателя обеспечивается изменением объемного расхода газа через сопло двигателя при постоянном массовом расходе газа. При увеличении температуры газа его объемный расход через сопло двигателя увеличивается, так как увеличивается критическая скорость истечения. Независимость массового расхода газа от температуры теплообменника обеспечивается подачей газа в теплообменник через критическое сечение газодинамического дросселя, выполненного по схеме сопла Лаваля.

Изобретение иллюстрируется чертежами. На фиг. 1 изображен ракетный двигатель на сжатом газе, содержащий подводящий трубопровод 1 с управляющим клапаном 2, газодинамический дроссель 3, теплообменник 4 с блоком регулирования мощности 5 и сопло 6.

Запуск двигателя осуществляется следующим образом.

Двигатель переводится в режим постоянной готовности путем подачи тепловой энергии от блока регулирования мощности 5 на теплообменник 4, который разогревается до температуры, обеспечивающей при номинальном расходе газа заданный уровень тяги. При подаче команды на открытие клапана 2, сжатый газ под высоким давлением из системы подачи (на чертеже не показана) подается по подводящему трубопроводу 1 через клапан 2 к одному или нескольким параллельным газодинамическим дросселям, при прохождении через минимальные сечения которых в газе устанавливается критическое отношение давлений, давление газа снижается до требуемого уровня, а расход газа стабилизируется. Газ при пониженном до требуемого уровня расходе поступает в теплообменник, нагревается и выбрасывается через сопло, создавая реактивную тягу.

Регулирование тяги двигателя осуществляется следующим образом.

При поступлении сигнала о необходимости изменения уровня тяги от блока управления реактивной системой (на чертеже не показан) к блоку управления тепловой мощности 5 уровень подводимой к газу через теплообменник тепловой мощности соответственно изменяется.

Причем, поскольку теплообменник и трубопровод подвода рабочего газа газодинамически развязаны, то изменение температуры газа приводит только к изменению его удельной тяги. Так как тепловая мощность прямо пропорциональна температуре, а удельная тяга - корню квадратному из температуры, то обеспечивается значительное увеличение точности регулирования тяги, что необходимо для решения задач высокоточного управления положением космического аппарата и обеспечения условий микрогравитации в космических технологических модулях.

Изобретение предназначено для использования в газореактивных системах управления космического аппарата. Ракетный двигатель содержит трубопровод, клапан, газодинамический дроссель, теплообменник, блок регулирования мощности, сопло. При открытии клапана газ поступает к дросселю, в котором его давление снижается и стабилизируется на требуемом уровне, в теплообменнике газ нагревается и выбрасывается через сопло, создавая реактивную тягу. При этом обеспечивается увеличение точности регулирования тяги, что необходимо для решения задач высокоточного управления положением космического аппарата. 1 ил.

Ракетный двигатель на сжатом газе, содержащий подводящий трубопровод с установленным управляющим клапаном, теплообменник с блоком регулирования тепловой мощности и сопло, отличающийся тем, что между управляющим клапаном и теплообменником установлен газодинамический дроссель, проходное сечение которого выбрано из условия обеспечения критического перепада давления.