Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ

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.