Ракетный двигатель малой тяги



Ракетный двигатель малой тяги
Ракетный двигатель малой тяги

 


Владельцы патента RU 2570295:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги с регулированием тяги содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, при этом устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива, имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регулятор напряжения. Изобретение обеспечивает повышение надежности, регулирование подачи компонентов топлива и его массового расхода одним устройством. 2 ил.

 

Настоящее изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги, с регулированием тяги для использования в системах ориентации, коррекции, обеспечения запуска основного двигателя космических аппаратов, обеспечения мягкой посадки спускаемых аппаратов.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ №2315194, в котором функцию регулятора тяги выполняют два регулятора расхода, которые управляются серводросселями. Дросселирующий элемент серводросселя регулятора расхода по первому компоненту соединен с напорной магистралью насоса первого компонента после соплового насадка и выполняет функцию регулятора расхода. Дросселирующий элемент серводросселя регулятора расхода по второму компоненту соединен с напорной магистралью насоса второго компонента после серводросселя, который выполняет функцию регулятора соотношения расходов компонента.

Схема регулирования ракетного двигателя, предложенная в данном патенте, характеризуется сложностью конструкции регуляторов расхода, в составе которых имеются серводроссели. Дросселирующие элементы соединены с системой регенеративного охлаждения и турбонасосным агрегатом. Использование данной схемы регулирования для ракетных двигателей малой тяги невозможно из-за отсутствия регенеративного охлаждения и отсутствия прямой связи работы турбонасосного агрегата с работой двигателя малой тяги.

Известен ракетный двигатель малой тяги по патенту США №3.203.446, в котором регулирование тяги двигателя осуществляется за счет изменения расхода компонента и соотношения компонентов. Ракетный двигатель малой тяги содержит камеру сгорания, с расширяющимся соплом, которая соединена со смесительной головкой, на которой установлены два клапана и два регулятора расхода. Механизм одновременного управления регуляторами расхода позволяет осуществлять перемещение регулирующих игл на одинаковую величину либо на величины, находящиеся в определенном соотношении. Иглы регуляторов соединены тягами через шарниры с рычажным приводом.

Известен дросселируемый ЖРД по патенту США №3.372.543, который содержит головку камеры сгорания с центробежными форсунками с внутренним смещением и регулируемой площадью сечения входных отверстий. Регулирование проходного сечения форсунок производится лепестками, связанными штоками с управляющими гидроцилиндрами. Необходимое соотношение компонентов топлива устанавливается предварительно регулировочными стяжками.

Общим недостатком представленных патентов является осуществление функции регулирования двигателя с помощью двух различных устройств: клапана и последовательно соединенного с ним регулятора расхода компонента топлива, а также необходимость использования сложного шарнирно-рычажного привода или отдельного гидравлического привода для управления регуляторами расхода компонентов топлива.

Известен ракетный двигатель с регулируемой тягой по патенту США №3.421.700, взятый за прототип изобретения, содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива. Каждый компонент топлива подается из клапана в регулятор расхода, состоящий из трубки «Вентури» и регулирующей щели. Оба регулятора расхода управляются одновременно. Регулирование площади проходного сечения трубки «Вентури» и регулирующей щели достигается соответствующим перемещением полой профилированной иглы. Перемещение иглы осуществляется приводом от электродвигателя торцевого типа, а степень перемещения иглы регулируется изменением напряжения, подаваемого на электродвигатель. Ход иглы контролируется сервомеханизмом, управляемым изменением индуктивности электромагнитного клапана.

Недостатком данной конструкции ракетного двигателя малой тяги, с регулированием тяги, является сложность организации функции подачи и регулирования расхода компонентов топлива, при которой перемещение регулирующей иглы осуществляется от специального электрического привода, а степень перемещения иглы зависит от регулятора напряжения питания привода. При этом величина хода иглы контролируется сервомеханизмом, управляемым изменением индуктивности электромагнитного привода клапана. В конструкции регулятора расхода отсутствует фильтр для улавливания частиц, которые образуются от трения при работе электрического привода и сервомеханизма, что может привести к засорению проточной части канала подачи топлива и нарушению функции регулирования двигателя. Система регулирования тяги двигателя, состоящая из большого количества сложных механизмов, не может гарантировать высокую надежность работы, а также усложняет конструкцию двигательной установки и увеличивает ее габариты и вес.

Реализация в производстве такой системы регулирования ракетного двигателя связана с большими затратами на производство, испытания и эксплуатацию изделия, снижающими рентабельность производства космической техники.

Задачей настоящего изобретения является создание надежного двигателя малой тяги с регулированием тяги, простого по конструкции и рентабельного в производстве за счет использования такого принципа регулирования, который позволяет выполнять функцию подачи в двигатель компонентов топлива, регулирования его массового расхода и регулирование соотношения компонентов топлива одним устройством.

Решение данной задачи основано на использовании устройства, работающего на физическом принципе «обратного пьезоэлектрического эффекта», в котором реализуется свойство пьезоэлектрического элемента изменять амплитуду перемещения в зависимости от величины электрического напряжения, подаваемого на пьезоэлектрический элемент.

Для этого в известном ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регуляторы напряжения.

Ракетный двигатель малой тяги, с регулируемой тягой, представлен на фиг. 1 и фиг. 2. На фиг. 1 изображен общий вид ракетного двигателя, на фиг. 2 изображено устройство для подачи и регулирования расхода компонента топлива.

Ракетный двигатель малой тяги содержит камеру сгорания 1, которая соединена со смесительной головкой 2. На смесительной головке выполнены каналы 3 и 4 и установлены два устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6, которые сообщаются с каналами 7 и 8 соответственно.

Устройство для подачи и регулирования расхода компонентов топлива содержит корпус 9; пьезоэлектрический привод 10, шток 11, уплотнительное кольцо 12, тарельчатую пружину 13, для создания предварительного натяга пьезоэлектрического привода, мультипликатор хода 14 (не раскрывается), клапан 15, седло 16 и возвратную пружину 17. Пьезоэлектрический привод проводами 18 и 19 электрически соединен с источником питания 20.

В смесительной головке установлены форсунка 21 центробежного типа для подачи горючего в камеру сгорания и форсунка 22 для подачи окислителя. Двигатель снабжен теплозащитным экраном 23. На камере сгорания выполнено расширяющееся сопло 24.

Источники питания 20 снабжены регуляторами напряжения 25.

Ракетный двигатель малой тяги работает следующим образом. Окислитель «О» подается по каналу 3, а горючее «Г» подается по каналу 4, выполненным в смесительной головке 2, и попадают на вход по стрелке «А» устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 соответственно. Устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 нормально-закрытого типа. При подаче от источника питания 20 по проводам 18 и 19 напряжения на пьезоэлектрический привод 10, в соответствии с принципом «обратного пьезоэлектрического эффекта», происходит направленное изменение типа кристаллической решетки пьезоэлектрического элемента 10 и, как следствие, линейное перемещение его торца. Пьезоэлектрический привод 10 установлен в жестком корпусе 9 с предварительным поджатием тарельчатой пружиной 13 и имеет возможность перемещения только в сторону клапана 15. Перемещение пьезоэлектрического элемента через шток 11, передается на мультипликатор хода 14 (не раскрыт). Мультипликатор увеличивает перемещение пьезоэлектрического привода пропорционально передаточному отношению. Увеличенное в мультипликаторе хода 14 перемещение пьезоэлектрического элемента передается на клапан 15, который преодолевает усилие пружины 17 и давление рабочего тела отходит от седла 16. При открытом клапане 15 компоненты топлива «Г» или «О» попадают в объем за клапаном по стрелке «Б» и далее по каналам 7 и 8 соответственно подаются на форсунки 21 и 22.

Пьезоэлектрический привод 10 защищен от воздействия компонентов топлива «О» или «Г» уплотнительным кольцом 12.

Компоненты топлива «Г» и «О» из форсунок 21 и 22 соответственно попадают в камеру сгорания для смесеобразования, в процессе которого один из компонентов образует защитную пленку. При соединении компонентов топлива «О» или «Г» в камере сгорания 1 происходит химическая реакция горения, с повышением температуры и давления и при истечении продуктов сгорания через расширяющееся сопло 24 создается реактивная тяга двигателя.

Защита от внешнего воздействия ракетного двигателя малой тяги осуществляется защитным экраном 23.

Величина тяги ракетного двигателя зависит, в том числе, и от расхода компонентов топлива, участвующих в реакции горения. Управление подачей компонентов топлива происходит при подаче напряжения от источника питания 20 на пьезоэлектрический привод 10 в устройстве для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6. Регулирование расхода каждого компонента топлива происходит при изменении величины перемещения пьезоэлектрического привода 10 и связанного с ним клапана 15. Величина перемещения клапана 15 зависит от величины напряжения, подаваемого на пьезоэлектрический привод 10. Для осуществления функции регулирования расхода рабочего тела источник питания 20 пьезоэлектрического привода 10 снабжен регулятором напряжения 25, которым задается изменение величины напряжения и соответственно изменяется амплитуда перемещения пьезоэлектрического привода 10. Пропорционально изменению величины напряжения подаваемого на пьезоэлектрический привод 10 изменяется соответственно и величина хода клапана 15, площадь проходного сечения и массовый расход рабочего тела. Следует отметить, что в данной конструкции устройства для подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 глубина регулирования параметров расхода зависит от величины изменения хода клапана, коэффициента трансформации в мультипликаторе 14. Номинальное значение соотношения компонентов топлива «О» и «Г» настраивается при изготовлении двигателя, а регулирование соотношения компонентов топлива «О» и «Г» осуществляется в необходимых пределах за счет раздельного регулирования величины напряжения подаваемого регуляторами напряжения 25 на каждое устройство подачи и регулирования расхода компонентов топлива 5 и 6 в отдельности. При этом из-за различной степени регулирования расхода каждого компонента топлива изменяется их соотношение в химической реакции горения и соответственно энергетические параметры ракетного двигателя малой тяги.

Техническим результатом данного изобретения ракетного двигателя малой тяги, с регулированием тяги, является повышение надежности за счет упрощения конструкции путем использования объединенного устройства для подачи и регулирования расхода рабочего тела, имеющего пьезоэлектрический привод и выполняющего функции управления подачей и регулирования расхода при подаче компонентов топлива в двигатель, а также регулирования соотношения компонентов топлива «О» и «Г» за счет раздельного регулирования каждого устройства.

Следующим техническим результатом данного изобретения является повышение рентабельности производства ракетного двигателя малой тяги с регулированием тяги за счет исключения из конструкции сложных механизмов для регулирования и, соответственно, уменьшения затрат на их производство, испытания и эксплуатацию.

Ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, отличающийся тем, что устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регуляторы напряжения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к пьезоэлектрическому и/или пироэлектрическому композиционному материалу. Сущность: материал включает диэлектрическую матрицу (11), наполнитель по меньшей мере из одного неорганического пьезоэлектрического и/или пироэлектрического материала.

Изобретение относится к технологии изготовления высокотемпературных композиционных пьезокерамических материалов и пьезоэлементов из титаната-скандата висмута-свинца (ТСВС).

Изобретение относится к пьезоэлектронике, к технологии изготовления монолитных многослойных пьезокерамических элементов для электромеханических преобразователей и актюаторов.

Изобретение относится к пьезоэлектронике и может быть использовано для получения градиента поляризации в однородных по химическому составу образцах пьезоэлектрической керамики.

Изобретение относится к области электронной техники и может быть использовано при изготовлении приборов микроэлектромеханических систем, в частности интегральных микромеханических реле и устройств на их основе: силовых переключателей, схем памяти, сенсорных датчиков, систем обработки информации и др.

Изобретение относится к устройствам для формирования сигнала пьезоэлектрического датчика для передачи по двухпроводному интерфейсу. .

Изобретение относится к области нанотехнологии и направлено на обеспечение перемещения образца по трем координатам (X, Y, Z), в частности, для перемещения образцов, держателей образцов и других элементов в сканирующей зондовой микроскопии.

Изобретение относится к области научного приборостроения и предназначено для использования в сканирующих зондовых микроскопах и нанотехнологических установках для микроперемещений объекта.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в приборостроении и электронной промышленности для корпусирования и герметизации изделий функциональной электроники.

Изобретение относится к области неразрушающего контроля, а именно к средствам дефектоскопии трубопроводов, сварных соединений, корпусов реакторов, железнодорожных рельсов, уложенных в пути, конструкций и сооружений из черных и цветных металлов и сплавов в широком диапазоне толщин при одностороннем доступе, и предназначено для применения в машиностроении, металлургии, в авиастроении, автомобилестроении, энергетике и других отраслях промышленности.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для изготовления смесительной головки камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Способ включает сборку блока форсунок смесительной головки, их сборку под пайку, пайку в высоковакуумной печи, контроль качества, испытания на прочность и герметичность.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ).

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). Способ заключается в подаче одного из самовоспламеняющихся компонентов топлива, например, горючего через соосную с камерой сгорания центробежную форсунку с образованием цилиндрической пелены, переходящей в коническую за срезом сопла форсунки и второго компонента, например, окислителя через струйные форсунки, равномерно расположенные по окружности, соосной с соплом центробежной форсунки, по заявляемому изобретению весь второй компонент подают через струйные форсунки на конический дефлектор, соосный с ними, формируют на нем первичные пленки, которые затем подают с острой кромки дефлектора на внутреннюю стенку камеры сгорания и формируют на ней вторичные пленки, которые впервые соприкасают с пленкой первого компонента на стенке камеры сгорания для организации жидкофазного смешения компонентов путем взаимного проникновения горючего и окислителя на полную их толщину на стенке камеры сгорания и одновременного охлаждения ее всем поступающим компонентом, при этом обеспечивают длину свободного пролета пленки конуса распыла центробежной форсунки до встречи с камерой сгорания, не превышающую более чем в два раза расчетную длину начала распада пленки, а толщины пленок окислителя и горючего формируют исходя из соотношений: ; где - внутренний диаметр расположения вторичных пленок окислителя на стенке камеры сгорания; - толщины вторичной пленки окислителя на стенке камеры сгорания; rm.к.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). В ЖРДМТ на двухкомпонентном топливе, содержащем неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок и кольцевым коническим дефлектором между ними, в соответствии с изобретением срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, при этом коническая поверхность дефлектора в своей корневой части плавно переходит в цилиндрическую поверхность, соосную с дефлектором, и плавно переходит в обратный конус, острая кромка образующей которого ограничена цилиндрической поверхностью диаметром, меньшим диаметра расположения периферийного пояса струйных форсунок.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Форсуночная головка камеры сгорания ЖРД содержит корпус и огневое днище с установленными в них форсунками, имеющими центральный профилированный и тангенциальный каналы, соединяющими полости компонентов с полостью камеры сгорания, при этом торец выходного сечения расширяющейся части центрального канала форсунки расположен перед отверстиями тангенциального канала форсунки, а уступ h между центральным и тангенциальным каналами составляет не более 20% d, где d - диаметр тангенциального канала форсунки.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики.

Изобретение относится к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. Двухкомпонентная газожидкостная форсунка, преимущественно для камеры жидкостного ракетного двигателя, содержит корпус с наконечником для подачи горючего, при этом наконечник форсунки установлен внутри корпуса на пилонах, а его канал соединен с полостью горючего при помощи отверстий, выполненных в пилонах, втулку, установленную с кольцевым зазором на корпус и образующую кольцевой канал для подачи газообразного окислителя, соединенный с полостью окислителя при помощи каналов, выполненных в корпусе между его стенкой и пилонами для подачи горючего, при этом канал наконечника выполнен закрытым со стороны его входной части, а его внутренняя полость соединена с кольцевым зазором между наконечником и втулкой при помощи отверстий, предпочтительно, радиальных, выполненных в его выходной части, при этом в выходной части втулки выполнено ступенчатое расширение, полость которого соединена с полостью горючего при помощи тангенциальных каналов, выполненных в стенке втулки.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

(57) Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного кислородно-керосиново-водородного жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к камерам жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива при помощи форсунок из соответствующих полостей смесительной головки. Смесительную головку выполняют содержащей наружное, среднее и огневое днища, при помощи которых образуют блоки подачи горючего, окислителя и, предпочтительно, охлаждения огневого днища. Указанные днища скрепляют между собой форсунками, штифтами, пайкой и сваркой, причем форсунки горючего и окислителя выполняют преимущественно однокомпонентными и располагают в центральной зоне головки в огневом днище в шахматном порядке с переходом в периферийной зоне головки к расположению по окружностям. Штифты располагают по окружности в периферийной зоне смесительной головки. В центральной зоне огневого днища из форсунок образуют квадрат, причем форсунки, расположенные на сторонах квадрата в центральной части смесительной головки форсунки, а также форсунки, находящиеся для каждой из сторон квадрата на двух лучах, протяженных от квадрата к периферии, выполняют выступающими в огневую полость камеры за огневое днище, образуя антипульсационные перегородки. Каждую периферийную, выступающую относительно огневого днища форсунку соединяют с полостью блока горючего и располагают в местах пересечения окружности расположения штифтов с указанными лучами расположения выступающих форсунок. Указанные лучи выполняют продолжением сторон квадрата, которыми соединяют его вершины с периферийной зоной смесительной головки. В каждом штифте выполняют как минимум три канала, соединяющих полость камеры сгорания с полостью блока горючего, образованной средним и огневым днищами, причем выходную часть указанных каналов располагают параллельно оси камеры сгорания. Основную часть расхода горючего и весь расход окислителя подают через форсунки, установленные в шахматном порядке, а оставшуюся часть расхода горючего подают через форсунки горючего, расположенные в периферийной зоне головки, и каналы, выполненные в штифтах. Изобретение обеспечивает повышение надежности и устойчивости работающей смесительной головки, а также повышение удельного импульса тяги. 3 ил.
Наверх