Жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Реферат

 

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги работает на жидком химическом топливе, состоит из цилиндрического корпуса, в который установлена полая втулка из жаропрочного материала, расположенная на корпусе смесительной головки, образующей с внутренней полостью втулки полость камеры сгорания, и реактивного сопла. Втулка и реактивное сопло выполнены из диэлектрического материала. Реактивное сопло имеет два кольцевых паза, в которые установлены кольцевые электроды из жаростойкого материала, внутренний диаметр которых равен внутреннему диаметру участка реактивного сопла. Электроды соединены с тоководами, расположенными в наружных продольных пазах реактивного сопла электроизолированно от корпуса, и выведены из него. Изобретение позволит повысить удельный импульс двигателя. 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 R W. Предельное значение скорости определяется веществом, используемым в качестве рабочего тела. В случае водорода, имеющего наибольшую газовую постоянную R при предельно возможных температурах нагрева, удельный импульс приближается к W =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, расположенной на корпусе смесительной головки, образующей 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 W ~ 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 котором установлена полая втулка из жаропрочного материала, расположенная на корпусе смесительной головки, образующей с внутренней полостью втулки полость камеры сгорания, и реактивного сопла, втулка и реактивное сопло выполнены из диэлектрического материала, а реактивное сопло имеет два кольцевых паза, в которые установлены кольцевые электроды из жаростойкого материала, внутренний диаметр которых равен внутреннему диаметру участка реактивного сопла, а электроды соединены с соответствующими токовводами, расположенными в наружных продольных пазах реактивного сопла электроизолированно от корпуса, и выведены из корпуса.

Сущность изобретения поясняется схемой, представленной на чертеже.

Устройство содержит корпус 1, смесительную головку 2 с форсунками для подачи компонентов ракетного топлива, полую втулку 3 и реактивное сопло, состоящее из участков 4 и 5 из диэлектрического материала. В двух кольцевых пазах установлены кольцевые электроды 6 из жаростойкого материала, внутренний диаметр которых равен внутреннему диаметру участков 4 и 5 реактивного сопла. Электроды 6 соединены с соответствующими токовводами 7, расположенными в наружных продольных пазах 8 элементов реактивного сопла 4 и 5. Электрическая изоляция токовводов 7 от корпуса 1 обеспечивается изоляторами 9, установленными в пазах 8. Тоководы 7 выведены из корпуса 1.

Корпус двигателя 1 и смесительная головка 2 выполняются из нержавеющей стали, а втулка 3 и элементы реактивного сопла 4 и 5 - из окиси или карбида циркония, материал электродов 6 - вольфрам.

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

Температура продуктов сгорания в случае применения пары N₂O₄ и (несимметричный диметилгидразин) НДМГ достигает ~3500 К, в их состав входят диссоциированные продукты сгорания, обладающие электропроводностью. При подключении электродов 6 через токовводы 7 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 в реактивном сопле и удельного импульса двигателя.

В случае применения предлагаемого устройства в составе двигательной установки для коррекции орбиты космического аппарата (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 относительное время работы двигателя между включениями составляет где t_раб - время работы за период между включениями.

При t_раб = 60 с t_раб=60/(360024)=0,00069.

Тогда при использовании разрядно-накопительного устройства для питания двигателя электрическим током мощность, потребляемая накопительным устройством от системы электропитания (СЭП) КА, составляет: Р_д=Р, где P - мощность, подводимая к двигателю.

При мощности, подводимой к двигателю, Р=1000 Вт без учета потерь, потребление от СЭП КА составит: Р_д=10000,00069=0,69 Вт.

При этом удельный импульс для компонентов N₂O₄ + НДМГ и тяге двигателя 0,5 Н повышается по оценочным расчетам почти 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 материала, расположенная на корпусе смесительной головки, образующей с внутренней полостью втулки полость камеры сгорания, и реактивного сопла, отличающийся тем, что втулка и реактивное сопло выполнены из диэлектрического материала, а реактивное сопло имеет два кольцевых паза, в которые установлены кольцевые электроды из жаростойкого материала, внутренний диаметр которых равен внутреннему диаметру участка реактивного сопла, электроды соединены с соответствующими тоководами, расположенными в наружных продольных пазах реактивного сопла электроизолированно от корпуса, и выведены из корпуса.

РИСУНКИ

Рисунок 1