ОДНОКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ Российский патент 2019 года по МПК F02K9/42 F02K9/68 

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 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.).

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.

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.)

Известному двигателю присущи следующие недостатки:

- 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;

- 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.

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.).

Известному двигателю присущи следующие недостатки:

- 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;

- 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.

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.

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.

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.

Также поставленная задача решена за счет того, что по центру внутренней поверхности опорного кольца выполнен опорный буртик.

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.

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.

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.

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.

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.

Таким образом, максимальное сохранение тепла от разложения топлива в камере разложения обеспечивает максимальные характеристики двигателя.

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.

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.

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.

Сборка и функционирование двигателя осуществляется следующим образом.

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.

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.

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.

Изобретение относится к космической технике, в частности к однокомпонентным жидкостным ракетным двигателям, входящим в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит камеру разложения топлива 1 с газодинамическим соплом 2, трубку подачи топлива 3 от управляющего клапана 4, закрепленного на монтажной плате 5, до входной части камеры разложения 1. Камера разложения 1 с соплом 2 и трубка подачи топлива 3 соосно расположены внутри силового корпуса 6, жестко закрепленного на монтажной плате 5. Входная торцевая поверхность камеры разложения 1 неразъемно соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы 7, имеющей хвостовую цилиндрическую часть 8, при этом трубка подачи топлива 3 соосно расположена внутри опорной втулки с зазором. 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. 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, 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. Концы установочных винтов 11 упираются в проточку 13, выполненную на наружной поверхности опорного кольца 14. Опорное кольцо 14 размещено на наружной цилиндрической поверхности сопла 2 в его выходной части. На 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 выполнены окна 16, при этом в местах расположения резьбовых отверстий под установочные винты 10 выполнены приливы 17. Изобретение обеспечивает механическую прочность трубки подачи топлива и камеры разложения в целом при одновременном максимальном снижении теплового потока с камеры разложения на трубку подачи топлива и силовой корпус. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

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.

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.

3. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что на уровне выхода из сопла установлено не менее трех установочных винтов.

4. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что по центру внутренней поверхности опорного кольца выполнен опорный буртик.

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.

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.