RU2570295C2 - Low-thrust rocket engine - Google Patents
Low-thrust rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2570295C2 RU2570295C2 RU2014112388/06A RU2014112388A RU2570295C2 RU 2570295 C2 RU2570295 C2 RU 2570295C2 RU 2014112388/06 A RU2014112388/06 A RU 2014112388/06A RU 2014112388 A RU2014112388 A RU 2014112388A RU 2570295 C2 RU2570295 C2 RU 2570295C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flow
- thrust
- engine
- fuel
- fuel components
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
Description
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.The present invention relates to small thrust rocket engines, with thrust control for use in orientation systems, correction, launching the main engine of spacecraft, providing a soft landing for descent vehicles.
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.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation No. 2315194, in which the function of the thrust regulator is performed by two flow regulators, which are controlled by servo throttles. The throttling element of the servo throttle of the flow regulator in the first component is connected to the pressure line of the pump of the first component after the nozzle nozzle and acts as a flow regulator. The throttling element of the servo throttle of the flow regulator for the second component is connected to the pressure line of the pump of the second component after the servo throttle, which performs the function of the regulator of the ratio of the flow of the component.
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.The rocket engine control circuit proposed in this patent is characterized by the complexity of the design of flow controllers, which include servo throttles. The throttling elements are connected to a regenerative cooling system and a turbopump. The use of this control scheme for rocket thrusters is impossible due to the lack of regenerative cooling and the lack of direct connection between the operation of the turbopump unit and the operation of the thruster.
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.Known rocket thruster according to US patent No. 3.203.446, in which the regulation of engine thrust is carried out by changing the flow rate of the component and the ratio of components. The small thrust rocket engine comprises a combustion chamber with an expanding nozzle that is connected to a mixing head on which two valves and two flow regulators are installed. The mechanism of simultaneous control of flow regulators allows the movement of control needles by the same amount or by values in a certain ratio. Needles of regulators are connected by rods through hinges with lever drive.
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.Known throttle rocket engine according to US patent No. 3.372.543, which contains the head of the combustion chamber with centrifugal nozzles with internal bias and an adjustable cross-sectional area of the inlet openings. The nozzle cross-section is regulated by petals connected by rods to control hydraulic cylinders. The required ratio of the fuel components is pre-set by adjusting screeds.
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.A common drawback of the patents presented is the implementation of the engine regulation function using two different devices: a valve and a fuel component flow regulator connected in series with it, as well as the need to use a complex articulated lever drive or a separate hydraulic drive to control the fuel component flow regulators.
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.Known rocket engine with adjustable thrust according to US patent No. 3.421.700, taken as a prototype of the invention, containing a combustion chamber, a mixing head with channels and devices for supplying and controlling the flow of fuel components, as well as nozzles for distributing fuel components. Each fuel component is supplied from the valve to the flow regulator, consisting of a Venturi tube and a control gap. Both flow controllers are controlled simultaneously. The regulation of the flow area of the Venturi tube and the control gap is achieved by the corresponding movement of the hollow profiled needle. The movement of the needle is carried out by a drive from an end-face electric motor, and the degree of movement of the needle is controlled by changing the voltage supplied to the electric motor. The needle travel is controlled by a servo-mechanism controlled by a change in the inductance of the electromagnetic valve.
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.The disadvantage of this design of the thruster, with thrust regulation, is the complexity of organizing the function of supplying and regulating the flow of fuel components, in which the control needle is moved from a special electric drive, and the degree of movement of the needle depends on the drive voltage regulator. In this case, the magnitude of the needle stroke is controlled by a servo mechanism controlled by a change in the inductance of the electromagnetic valve actuator. There is no filter in the design of the flow regulator to capture particles that are formed from friction during the operation of the electric drive and the servomechanism, which can lead to clogging of the flow part of the fuel supply channel and disruption of the engine regulation function. The engine traction control system, consisting of a large number of complex mechanisms, cannot guarantee high reliability, and also complicates the design of the propulsion system and increases its dimensions and weight.
Реализация в производстве такой системы регулирования ракетного двигателя связана с большими затратами на производство, испытания и эксплуатацию изделия, снижающими рентабельность производства космической техники.The implementation in production of such a rocket engine regulation system is associated with high costs for the production, testing and operation of the product, which reduce the profitability of the production of space technology.
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.The objective of the present invention is to provide a reliable thruster with traction control that is simple in design and cost-effective in production by using such a control principle that allows you to perform the function of supplying fuel components to the engine, controlling its mass flow rate and controlling the ratio of fuel components in one device.
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.The solution to this problem is based on the use of a device operating on the physical principle of the “inverse piezoelectric effect”, which implements the property of the piezoelectric element to change the amplitude of movement depending on the magnitude of the electric voltage supplied to the piezoelectric element.
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.To this end, in the well-known small thrust rocket engine containing a combustion chamber, a mixing head with channels and devices for supplying and regulating the flow of fuel components, as well as nozzles for distributing fuel components, devices for supplying and controlling the flow of each fuel component have a piezoelectric drive, and for control of traction characteristics of the engine is equipped with power sources that are built into the electrical circuit of each piezoelectric drive, while the power sources have voltage regulators.
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.The variable thrust rocket engine is shown in FIG. 1 and FIG. 2. In FIG. 1 shows a general view of a rocket engine; FIG. 2 shows a device for feeding and controlling the flow rate of a fuel component.
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.The small thrust rocket engine contains a combustion chamber 1, which is connected to the mixing head 2. Channels 3 and 4 are made on the mixing head and two devices are installed for supplying and controlling the flow of fuel components 5 and 6, which communicate with channels 7 and 8, respectively.
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.A device for supplying and controlling the flow of fuel components comprises a
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.A centrifugal nozzle 21 for supplying fuel to the combustion chamber and a nozzle 22 for supplying an oxidizing agent are installed in the mixing head. The engine is equipped with a heat shield 23. An expanding nozzle 24 is made on the combustion chamber.
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.The thrust rocket engine operates as follows. The oxidizing agent "O" is fed through channel 3, and the fuel "G" is fed through channel 4, made in the mixing head 2, and enter the input arrow "A" of the device for supplying and controlling the flow of fuel components 5 and 6, respectively. Devices for feeding and regulating the flow of fuel components 5 and 6 normally closed type. When applying voltage from the
Пьезоэлектрический привод 10 защищен от воздействия компонентов топлива «О» или «Г» уплотнительным кольцом 12.The
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.The fuel components "G" and "O" from the nozzles 21 and 22, respectively, fall into the combustion chamber for mixture formation, during which one of the components forms a protective film. When the fuel components “O” or “G” are connected in the combustion chamber 1, a chemical reaction of combustion occurs, with an increase in temperature and pressure, and when the combustion products expire through the expanding nozzle 24, a jet engine thrust is created.
Защита от внешнего воздействия ракетного двигателя малой тяги осуществляется защитным экраном 23.Protection from external influences of a thrust rocket engine is provided by a protective shield 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.The thrust of a rocket engine depends, inter alia, on the flow rate of the fuel components involved in the combustion reaction. The control of the supply of fuel components occurs when voltage is supplied from the
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.The technical result of the present invention of a thruster, with throttle control, is to increase reliability by simplifying the design by using an integrated device for feeding and regulating the flow of the working fluid having a piezoelectric drive and performing the functions of controlling the flow and regulating the flow when the fuel components are fed into the engine, as well as regulating the ratio of the components of the fuel "O" and "G" due to the separate regulation of each device.
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.The next technical result of this invention is to increase the profitability of production of a small thrust rocket engine with thrust regulation by eliminating complex control mechanisms from the design and, accordingly, reducing the cost of their production, testing and operation.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014112388/06A RU2570295C2 (en) | 2014-03-31 | 2014-03-31 | Low-thrust rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014112388/06A RU2570295C2 (en) | 2014-03-31 | 2014-03-31 | Low-thrust rocket engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014112388A RU2014112388A (en) | 2015-10-10 |
RU2570295C2 true RU2570295C2 (en) | 2015-12-10 |
Family
ID=54289330
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014112388/06A RU2570295C2 (en) | 2014-03-31 | 2014-03-31 | Low-thrust rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2570295C2 (en) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112780443B (en) * | 2021-03-02 | 2022-03-01 | 北京航空航天大学 | Adjusting mechanism of piezoelectric ceramic micro-motion pintle injector |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3421700A (en) * | 1966-08-03 | 1969-01-14 | Seamans Jr Robert C | Electromechanical actuator |
RU2324835C1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-05-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Mixer head of liquid propellant system and method of providing of its specified flow-tension |
RU87043U1 (en) * | 2009-03-10 | 2009-09-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет информационных технологий механики и оптики" | Piezoelectric Drive |
RU2453722C2 (en) * | 2009-10-14 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber |
-
2014
- 2014-03-31 RU RU2014112388/06A patent/RU2570295C2/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3421700A (en) * | 1966-08-03 | 1969-01-14 | Seamans Jr Robert C | Electromechanical actuator |
RU2324835C1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-05-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Mixer head of liquid propellant system and method of providing of its specified flow-tension |
RU87043U1 (en) * | 2009-03-10 | 2009-09-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный университет информационных технологий механики и оптики" | Piezoelectric Drive |
RU2453722C2 (en) * | 2009-10-14 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2014112388A (en) | 2015-10-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9617919B2 (en) | Impulse duty cycle valves | |
KR100980612B1 (en) | A flow regulation valve | |
US7861977B1 (en) | Adaptive material actuators for Coanda effect circulation control slots | |
US20120145808A1 (en) | Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area | |
JP2017137870A5 (en) | ||
US9097210B2 (en) | Turbine generator assembly for thrust vector control | |
RU2570295C2 (en) | Low-thrust rocket engine | |
GB2556158A (en) | Fuel metering unit for a turbine engine | |
US3064903A (en) | Variable area fuel injector | |
US4782660A (en) | Sequenced and pressure controlled injector | |
US3613375A (en) | Rocket engine propellant feeding and control system | |
CN106121865B (en) | A kind of solid rocket ramjet gas flow self-checking device | |
JP2015197058A5 (en) | ||
US10330205B2 (en) | Valve assembly with electronic control | |
US2936577A (en) | Rocket motor throttling injector | |
KR101615291B1 (en) | Pintle Injector for Thrust Control of Liquid Rocket | |
US3456881A (en) | Fluid pressure control system | |
US2882680A (en) | Fuel supply systems for ram jet engines | |
RU2615889C1 (en) | Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel | |
US9092032B2 (en) | Flow control valve | |
RU2627310C1 (en) | Ramjet engine with open-type gas generator and adjustable solid fuel flow | |
GB1423361A (en) | Priming valve arrangement for liquid fuel supply system | |
CN105805404B (en) | Double-nozzle type intelligent positioner | |
US2621630A (en) | Fluid-operated means for regulating the supply of liquid fuel from a pump to a prime mover | |
Chang et al. | Experimental investigation of solid attitude control system using proportional pintle thrusters |