Патент на изобретение №2176748

(54) ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ

(57) Реферат:

Изобретение предназначено для создания тяги на летательном аппарате. Дополнительно введены в камеру сгорания двухкомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги два кольцевых электрода из жаростойкого материала, внутренний диаметр которых равен внутреннему диаметру камеры сгорания. Электроды соединены с соответствующими тоководами, расположенными в наружных продольных пазах втулки электроизолированно от корпуса, выведены из корпуса и соединены с источником электрического тока. Самовоспламеняющиеся компоненты ракетных топлив под избыточным давлением подаются в камеру двигателя через форсунки в смесительной головке. В камере происходит смешение и горение компонентов. Продукты сгорания нагреваются и истекают через реактивное сопло, создавая тягу. При температуре продуктов сгорания ~3000 К в состав продуктов сгорания входят диссоциированные элементы, обладающие электропроводностью. При подключении электродов к внешнему источнику электропитания происходит ионизация продуктов сгорания, образование и поддержание дугового разряда. Изобретение позволяет подводить к продуктам сгорания дополнительную энергию, что приводит к повышению температуры рабочего тела и удельного импульса. 1 ил.

Изобретение относится к машиностроению, к космической технике и может быть использовано для создания тяги на летательном аппарате.

Известен электротермический двигатель (ЭТД), состоящий из камеры, реактивного сопла, нагревателя, расположенного внутри камеры, соединенного с источником энергии /Космические двигатели: состояние и перспективы /Под ред. Л.Кейвни. – М.: Мир, 1998, – с. 193, рис.2.10.а/. В камере ЭТД электрическая энергия используется для нагрева газообразного рабочего тела. Недостатком устройства является невысокий удельный импульс. Скорость истечения пропорциональна произведению температуры рабочего тела Т на газовую постоянную Предельное значение скорости определяется веществом, используемым в качестве рабочего тела. В случае водорода, имеющего наибольшую R при предельно возможных температурах нагрева, удельный импульс приближается к 1000 м/с.

Известен электродуговой двигатель (ЭДД), состоящий из камеры с расположенными в ней электродами, соединенными с источником электроэнергии и реактивного сопла /там же, с. 193, рис.2.10.б/. Нагрев рабочего тела происходит за счет протекания по нему электрического тока. Недостатком устройства являются ограничения на величину удельного импульса и невысокий кпд, обусловленный потерями на ионизацию рабочего тела и потерями тепла высокотемпературной плазмы в элементах конструкции двигателя.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению следует считать двухкомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги (ЖРДМТ) Rb – 6, состоящий из цилиндрического корпуса, в который установлена полая втулка из жаропрочного материала; расположенную на корпусе смесительную головку, образующую с внутренней полостью втулки полость камеры сгорания и реактивного сопла /там же, с. 154/. Двигатель использует топливную пару N₂O₄ и монометилгидразин, развивает тягу около 2Н и имеет удельный импульс ~ 1860 м/с в импульсном режиме. Недостатком двигателя является сравнительно невысокая экономичность.

Целью изобретения является повышение удельного импульса за счет подвода дополнительной электроэнергии от отдельного источника.

Указанная цель достигается тем, что в ЖРДМТ, работающем на жидком химическом топливе, состоящем из цилиндрического корпуса, в который установлена полая втулка из жаропрочного материала; расположенной на корпусе смесительной головки, образующей с внутренней полостью втулки полость камеры сгорания и реактивного сопла; втулка выполнена составной из диэлектрического материала и имеет в средней трети камеры сгорания два кольцевых паза, в которые установлены кольцевые электроды из жаростойкого материала, внутренний диаметр которых равен внутреннему диаметру камеры сгорания, электроды соединены с соответствующими тоководами, расположенными в наружных продольных пазах втулки электроизолированно от корпуса, выведены из корпуса и соединены с источником электрического тока.

Сущность изобретения поясняется схемой, представленной на чертеже.

Устройство содержит корпус 1, смесительную головку 2 с форсунками для подачи, составную полую втулку, состоящую из элементов 3, 4 и 5. В пазах втулки установлены кольцевые электроды 6, которые соединены с тоководами 7, уложенными в наружных продольных пазах 8 втулки. Электрическая изоляция тоководов 7 от корпуса 1 обеспечивается изоляторами 9, установленными в пазах 8. Тоководы 7 выведены из корпуса 1 через отверстия в буртике 10 корпуса и соединены с внешним источником электропитания (не показан).

Корпус двигателя и смесительная головка выполняются из нержавеющей стали, втулка из окиси или карбида циркония, материал электродов – вольфрам.

Устройство работает следующим образом. Самовоспламеняющиеся компоненты ракетных топлив под избыточным давлением подаются в камеру двигателя через форсунки в смесительной головке 2. В камере, образованной внутренней полостью составной втулки, состоящей из элементов 3, 4, 5, происходит смешение и горение компонентов. Продукты сгорания нагреваются и истекают через реактивное сопло, создавая тягу.

Температура продуктов сгорания в случае применения пары N₂O₄ и НДМГ достигает ~ 3500 К, в их состав входят диссоциированные продукты сгорания, обладающие электропроводностью. При подключении электродов 6 к внешнему источнику электропитания происходит ионизация продуктов сгорания, образование и поддержание дугового разряда. Подводимая к продуктам сгорания дополнительная энергия приводит к повышению температуры рабочего тела и удельного импульса двигателя.

В случае применения предлагаемого устройства в составе двигательной установки для коррекции орбиты КА массой 2…2,5 т, находящегося на геостационарной орбите, потребная величина тяги составляет ~ 0,5 Н. Коррекция орбиты может производиться 1 раз в сутки. В ходе совершения маневра суммарное время работы двигателя составляет

где t_раб – время работы за период между включениями;
t_хх – время холостого хода за период = 60/(606024 + 60) = 0,00069.

При использовании разрядно-накопительного устройства для питания двигателя электрическим током мощность, отбираемая от системы электропитания (СЭП) КА, составляет
P_д= P,
где P_Д – мощность, отбираемая от СЭП;
P – мощность, подведенная к двигателю.

При мощности, подводимой к двигателю, P = 1000 Вт, без учета потерь, потребление от СЭП КА составит
P_Д = 1000 0,00069 = 0,69 Вт.

При этом удельный импульс для компонентов N₂O₄ + НДМГ и тяге двигателя 0,5 H повышается по оценочным расчетам на 43%.

Формула изобретения

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, работающий на жидком химическом топливе, состоящий из цилиндрического корпуса, в который установлена полая втулка из жаропрочного диэлектрического материала, образующая полость реактивного сопла, расположенной на корпусе смесительной головки, образующей с внутренней полостью втулки полость камеры сгорания и соединенные с тоководами кольцевые электроды из жаростойкого материала, внутренний диаметр которых равен внутреннему диаметру камеры сгорания, отличающийся тем, что втулка выполнена составной и имеет в средней трети камеры сгорания два кольцевых паза, в которые установлены кольцевые электроды, а тоководы расположены в продольных пазах втулки электроизолированно от корпуса и выведены из корпуса через отверстие в его буртике.

РИСУНКИ

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 01.11.2001

Номер и год публикации бюллетеня: 19-2003

Извещение опубликовано: 10.07.2003