способ организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя, включающий предварительный разогрев за счет подвода тепловой мощности камеры термокаталитического разложения, подачу жидкого ракетного топлива через узел подвода топлива в торцевую часть камеры, разложение ракетного топлива в термокаталитическом пакете и истечение продуктов разложения через газодинамическое сопло, отличающийся тем, что после подачи в камеру жидкое топливо предварительно испаряют, а затем пары топлива подают в термокаталитический пакет.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что одновременно с подачей в камеру жидкого топлива увеличивают тепловую мощность на испарение топлива при условии выполнения зависимости Т_пара < Т_кр, где Т_пара - температура пара, Т_кр - температура потери термохимической стабильности топлива.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что испарение жидкого топлива осуществляют с задержкой, равной длительности тепловой инерции материала испарителя.

4. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру разложения с термокаталитическим пакетом, узел подвода топлива, примыкающий к днищу камеры, и газодинамическое сопло, отличающийся тем, что в камере между узлом подвода топлива и термокаталитическим пакетом установлен испаритель, выполненный из проницаемого каталитически неактивного электропроводящего материала, снабженного токоподводами.

5. Жидкостный двигатель по п.4, отличающийся тем, что между испарителем и термокаталитическим пакетом расположен проницаемый слой материала с большим термическим сопротивлением.

6. Жидкостный двигатель по п.4, отличающийся тем, что между испарителем и термокаталитическим пакетом расположена газодинамическая развязка с большим термическим сопротивлением.

7. Жидкостный двигатель по п.4, отличающийся тем, что размеры и материал термокаталитического пакета выбирают из условия обеспечения термокаталитического разложения ракетного топлива в паровой фазе при оптимальном соотношении компонентов продуктов разложения, а размеры газодинамического сопла выбирают из условия химически замороженного истечения образовавшихся продуктов разложения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области космической техники и может найти применение при создании жидкостных ракетных двигателей и газогенераторов.

Известен способ организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя, основанный на каталитическом способе разложения жидкого ракетного топлива, в котором однокомпонентное жидкое ракетное топливо подают в реактор, заполненный каталитически активным материалом, испаряют и разлагают жидкое ракетное топливо при контакте с каталитически активным материалом, а высокотемпературные продукты разложения удаляют из реакционной камеры через сопло. Истекая из сопла, продукты разложения создают реактивную тягу. Чем выше скорость истечения и количество продуктов разложения, тем выше тяга, создаваемая двигателем [1].

Однако скорость истечения при каталитическом способе разложения жидкого ракетного топлива ограничена уровнем его химической энергии.

Известен способ организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя, основанный на электротермическом способе разложения жидкого ракетного топлива [2], заключающийся в предварительном нагреве каталитического пакета, подаче жидкого ракетного топлива в каталитический пакет, разложении жидкого ракетного топлива, перемещении продуктов разложения жидкого ракетного топлива в теплообменную камеру, подходе к продуктам разложения жидкого ракетного топлива тепловой энергии от электрического нагревателя и выпуске высокотемпературных продуктов разложения через сопло.

В указанном способе высокое значение удельного импульса достигается за счет суммирования химической энергии, освобождающейся при экзотермическом разложении топлива, например гидразина, и электрической энергии, подводимой к высокотемпературным продуктам разложения.

Однако скорость истечения при электротермическом способе разложения жидкого ракетного топлива ограничена уровнем подводимой электрической энергии и потерями энергии на эндотермическое разложение компонентов, составляющих продукты разложения, например аммиака, при использовании гидразина в качестве однокомпонентного жидкого ракетного топлива.

При термокаталитическом способе разложения жидкого ракетного топлива каталитически активный материал и поступающее топливо предварительно подогревают для уменьшения динамических нагрузок на каталитический материал. Уровень динамических нагрузок пропорционален разности температур разогретого материала и поступающего жидкого ракетного топлива. При этом уровень дополнительно подводимой к рабочему телу энергии пренебрежимо мал по сравнению с выделяющейся при разложении рабочего тела химической энергией и практически не влияет на увеличение скорости истечения продуктов разложения.

Однако скорость истечения при термокаталитическом способе разложения жидкого ракетного топлива ограничена уровнем химической энергии жидкого ракетного топлива и временем пребывания продуктов разложения в камере двигателя. Уменьшение времени пребывания снижает количество эндотермически разложенных компонентов составляющих ПР.

Применение известных способов подвода дополнительной энергии к продуктам разложения не позволяет получить высокие удельные характеристики, уменьшить тепловые потери, обеспечить высокий полетный и рабочий ресурс двигателя, а также высокие требования к надежности и стабильности работы.

Известен способ организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель для его осуществления [3], принятые за прототип, которые предусматривают предварительный разогрев камеры каталитического разложения, подачу компонентов жидкого ракетного топлива (РТ) через узел впрыска в торцевую часть камеры, термокаталитическое разложение РТ на поверхности каталитического материала и истечение продуктов разложения через газодинамическое сопло.

В известном двигателе обратный тепловой и вихревой высокотемпературный массовый потоки от продуктов разложения передают тепловую мощность в зону испарения, создают местные перегревы топлива выше предела потери термохимической стабильности и обеспечивают условия термического разложения топлива в свободном объеме термокаталитического пакета.

В основу изобретения положена задача создания способа организации рабочего процесса, обеспечивающего получение высоких удельных характеристик при низких тепловых потерях, и жидкостного ракетного двигателя для его осуществления, обладающего высоким полетным и рабочим ресурсами, надежностью и стабильностью работы.

Поставленная задача решена за счет того, что в известном способе организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя, заключающемся в предварительном разогреве камеры термокаталитического разложения, подаче компонентов жидкого ракетного топлива через узел подвода топлива в торцевую часть камеры, термокаталитическом разложении РТ и истечении продуктов разложения через газодинамическое сопло, согласно изобретению, после впрыска жидкое топливо предварительно испаряют, а затем пары топлива подают в камеру термокаталитического разложения.

Дополнительно, для предотвращения разложения в зоне испарения паров компонента ракетного топлива и, следовательно, обеспечения максимальной эффективности предложенного способа одновременно с подачей в камеру жидкого топлива увеличивают тепловую мощность на испарение топлива при условии выполнения зависимости T_пара<T, где T_пара - температура пара, T_кр - температура потери термостабильности компонента топлива.

Дополнительно, для уменьшения длительности начального этапа процесса испарения от момента подачи жидкого топлива в зону испарения до начала испарения, испарение жидкого топлива осуществляют с задержкой, равной длительности тепловой инерции материала испарителя, то есть вначале увеличивают подаваемую электрическую тепловую мощность на токоподводы испарителя, а затем с временной задержкой, определяемой тепловой инерцией материала, подают топливо в зону испарения. Таким образом, время начала испарения уменьшается на величину, определяемую тепловой инерцией материала, а быстродействие двигателя увеличивается.

Для реализации данного способа в известном двигателе, содержащем камеру термокаталитического разложения, узел подвода топлива в торцевую часть камеры и газодинамическое сопло, согласно изобретению между узлом подвода топлива и термокаталитическим пакетом установлен испаритель, выполненный из проницаемого каталитически неактивного электропроводящего материала, снабженного токоподводами.

С целью предотвращения обратного теплового потока от продуктов разложения в зону испарения и увеличения уровня подводимой тепловой мощности между испарителем и термокаталитическим пакетом может быть расположен проницаемый слой материала с большим термическим сопротивлением.

С целью предотвращения переноса тепловой мощности в зону испарения обратными вихревыми массовыми потоками продуктов между испарителем и термокаталитическим пакетом может быть расположена газодинамическая развязка с большим термическим сопротивлением.

Дополнительно, для повышения эффективности двигателя за счет предотвращения потерь тепловой энергии на эндотермическое разложение аммиака размеры и материал термокаталитического пакета выбирают из условия термокаталитического разложения ракетного топлива в паровой фазе при оптимальном соотношении компонентов продуктов разложения, а выпуск образовавшихся продуктов разложения осуществляют при выполнении условия химически замороженного истечения.

Под условиями обеспечения термокаталитического разложения ракетного топлива в паровой фазе понимается выбор материала катализатора или инертной структуры, определение массогабаритных характеристик термокаталитического пакета (массы, длины, диаметра, пористости), обеспечивающих полное (до 100%) и эффективное (с точки зрения получения оптимального соотношения продуктов разложения) преобразования ракетного топлива.

Расчет параметров процессов в слое катализатора или инертной пористой структуре (температуры, состава продуктов разложения) осуществляется на основе известных математических моделей, учитывающих физико-химические превращения рабочего тела и гидродинамику его течения в слое [4, 5].

Химически замороженным считается такое истечение, при котором время протекания химических процессов меньше времени нахождения в характерном объеме, например в объеме, ограниченном внутренней поверхностью сопла. Можно считать, что такое истечение имеет место в сопле жидкостного ракетного двигателя на однокомпонентном топливе, т.к. время пребывания газа меньше времени, необходимого для протекания химической диссоциации продуктов его разложения (например, аммиака, если однокомпонентное топливо - гидразин) [6] . Методы расчета изоэнтропного расширения в сопле для случая химически замороженного течения подробно изложены в [7].

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показано продольное сечение двигателя, на фиг. 2 - сечение двигателя с проницаемым слоем материала с большим термическим сопротивлением, на фиг. 3 - сечение двигателя с газодинамической развязкой с большим термическим сопротивлением.

Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру разложения топлива 1 с днищем 2, примыкающий к днищу камеры узел подвода топлива 3, испаритель 4, выполненный из проницаемого каталитически неактивного электропроводящего материала 5, снабженного токоподводами 6, термокаталитический пакет 7, снабженный токоподводами 8, и сопло 9. Дополнительно в камере 1 между узлом подвода топлива и термокаталитическим пакетом может быть установлен проницаемый слой материала с большим термическим сопротивлением 10 (фиг. 2) или газодинамическая развязка с большим термическим сопротивлением 11 (фиг. 3).

Работа предлагаемого жидкостного ракетного двигателя согласно предлагаемому способу организации рабочего процесса осуществляется следующим образом.

По команде подготовки производится подача электроэнергии на токоподводы 8 и 6 для предварительного разогрева термокаталитического пакета 7 до температуры 400^o, например, и материала 5 испарителя 4 до температуры 220^oC.

После разогрева термокаталического пакета 7 и испарителя 4 жидкое ракетное топливо (например, гидразин) через примыкающий к днищу 2 узел подвода топлива 3 поступает в испаритель 4. В момент поступления топлива напряжение на токоподводах 6 испарителя повышают, при этом максимальный уровень напряжения определяют из условия подвода электроэнергии, достаточной для испарения и перегрева паров поступающего расхода топлива до температуры, не превышающей температуры потери термостабильности данного компонента топлива. В результате теплообмена с материалом испарителя поток жидкого ракетного топлива нагревается и испаряется. Поскольку дополнительная энергия подводится к рабочему телу на участке камеры с минимальным перепадом температур с окружающей средой, то уровень тепловых потерь незначителен, а поскольку дополнительного преобразования продуктов разложения не производится, то время пребывания продуктов разложения в камере минимально. После испарения пары топлива через слой материала 10 (фиг.2) или газодинамическую развязку 11 (фиг. 3) подают в термокаталитический пакет 7. В термокаталитическом пакете 7 пары топлива разлагаются при оптимальном соотношении компонентов, составляющих продукты разложения, продукты разложения нагреваются выделяющейся при разложении химической энергией, и затем высокотемпературные продукты разложения перемещают в газодинамическое сопло 9, истекая через которое, струя продуктов разложения создает реактивную тягу.

Источники информации

1. Finston R. , Spicer L.M. Propulsion subsistem for the Multi-mission Modular Spacecraft (MMS). AIAA Paper, 1980, N 80-1291.

2. Grabbi R. , Murch C. K. High performance electrothermal hydrazine thruster (HIPENT) development. AIAA paper, 1976, N 76-656.

3. Schatz W. J. , Cannova R.D., Cowley R.T. Evans D.D. Development and flight experience of the Voyager propulsion system. AIAA Paper, June 18-20,1979/Las Vegas, Nevada, N 79-1334 (прототип).

4. B. C. Бесков, В. Флокк. Моделирование каталитических процессов и реакторов. Москва, "Химия", 1991, с. 253.

5. Математическое моделирование каталитических реакторов. Под ред. Ю.Ш. Матроса. Новосибирск, "Наука", Сибирское отд., 1989, с.263.

6. В. Е.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. М., "Машиностроение", 1980, с. 535.

7. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник в пяти томах. Под научным руководством академика В.П. Глушко, том I. Методы расчета. Москва, 1971, с. 266.