МЕТОДИКА ПРОЕКТИРОВАНИЯ И ПРОИЗВОДСТВА ПРЕДКАМЕРНЫХ УЗЛОВ ТЕРМОКАТАЛИТИЧЕСКИХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

​METHODOLOGY FOR DESIGN AND ADDITIVE MANUFACTURING OF PRE-CHAMBER UNITS FOR THERMOCATALYTIC ENGINES FOR SMALL SPACECRAFT

Bogach Maksim Vicktorovich

Student, Higher School of Nanotechnology and Engineering, Immanuel Kant Baltic federal university,

Russia, Kaliningrad

АНОТАЦИЯ

Энергетический дефицит на борту современных МКА делает неэффективным использование классических электронагревателей для термокаталитических двигателей ориентации. Разогрев катализатора продуктами разложения топлива в предкамере решает эту проблему, но создает высокие температурные градиенты. Данное исследование предлагает методику проектирования геометрии предкамерных узлов, адаптированную под последующую 3D-печать методом SLM. Компьютерный анализ теплофизических процессов внутри монолитной конструкции подтвердил высокую эффективность предложенной топологии микроканалов.

ABSTRACT

The energy shortage on board modern ICS makes it inefficient to use classical electric heaters for thermocatalytic orientation engines. Heating the catalyst with fuel decomposition products in the pre-chamber solves this problem, but creates high temperature gradients. This study suggests a methodology for designing the geometry of pre-chamber nodes, adapted for subsequent 3D printing using the SLM method. A computer analysis of the thermophysical processes inside the monolithic structure confirmed the high efficiency of the proposed microchannel topology.

Ключевые слова: малые космические аппараты, термокаталитический двигатель, предкамера, удельный импульс, 3D-печать, энергопотребление.

Keywords: small spacecraft, thermocatalytic engine, pre-chamber, specific impulse, 3D printing, energy consumption.

Современная тенденция миниатюризации космической техники обуславливает стремительный рост количества запускаемых на орбиту малых космических аппаратов (МКА), включая кубсаты (CubeSat) и микроспутники. Расширение спектра решаемых ими задач, переход от простых демонстраторов технологий к полноценным научным и коммерческим миссиям (в том числе в составе многоспутниковых группировок), требует оснащения таких аппаратов надежными, компактными и эффективными двигательными установками [1]. Одним из наиболее перспективных вариантов являются жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРД МТ) термокаталитического типа, работающие на однокомпонентных топливах (гидразин, перекись водорода или перспективные высокоэнергетические экологически чистые («зеленые») топлива).

Критической проблемой применения термокаталитических ЖРД МТ на МКА является острый дефицит электрической мощности. Для начала процесса каталитического разложения топлива требуется предварительный разогрев катализаторного блока до рабочих температур (зачастую свыше 100-200 °C, в зависимости от типа топлива и катализатора). Традиционное использование электрических нагревателей неприемлемо для микроспутников, так как требует отвлечения значительной части энергии от целевой аппаратуры. Эффективным решением выступает применение двигателей с предкамерой [2, с. 3162], которая, потребляя минимальное количество электроэнергии (только на срабатывание управляющего клапана предкамеры), осуществляет стартовый разогрев основного каталитического блока продуктами разложения малой порции топлива.

Для теоретической оценки эффективности процесса стартового разогрева основной камеры за счет энергии предкамеры используется система уравнений теплового баланса. Тепловая мощность N_pc (Вт), генерируемая в предкамере при разложении монотоплива, определяется по формуле (1):

                                                (1)

 – массовый расход топлива через предкамеру, кг/с;

 – удельный тепловой эффект (энтальпия) реакции каталитического разложения топлива, Дж/кг;

 –коэффициент полноты разложения топлива в предкамере.

Количество теплоты Q_req (Дж), необходимое для разогрева конструктивных элементов основной камеры до гарантированной стартовой температуры катализатора, рассчитывается следующим образом (2):

                                        (2)

 – масса элементов конструкции основной камеры двигателя, подвергающихся нагреву, кг;

 – удельная теплоемкость конструкционного материала корпуса и каталитического пакета, Дж/(кг·К);

 – — минимально допустимая стартовая температура катализатора для надежного зажигания основного ЖРД МТ, К;

 – начальная температура двигательной установки в условиях космического пространства перед запуском, К.

Время предварительного разогрева без учета внешних теплопотерь в окружающую среду оценивается через соотношение генерируемой и требуемой теплоты.

Несмотря на концептуальные преимущества, реализация предкамерного разогрева сопряжена с серьезными конструктивными и теплофизическими вызовами. В рамках проводимой научно-исследовательской работы были проанализированы результаты стендовых испытаний опытных макетных образцов термокаталитических двигателей.

Технические и эксплуатационные параметры, закладываемые в качестве целевых ориентиров при проектировании базовых линеек ЖРД МТ микро- и нано-класса, представлены таблице 1.

Таблица 1.

Основные технические характеристики опытных моделей ЖРД МТ

Анализ геометрических и теплофизических ограничений базовых вариантов, изготавливаемых традиционными методами механообработки (точение, фрезерование), позволяет выявить два ключевых недостатка, ограничивающих надежность предкамерного цикла. Во-первых, при подаче теплоносителя из предкамеры возникает неравномерный прогрев каталитического пакета основной камеры. Горячий газ концентрируется в центральной осевой зоне, оставляя периферийные области катализатора охлажденными. Это приводит к локальному падению полноты разложения и провалам тяги в первые секунды после запуска. Во-вторых, интенсивный локальный нагрев в зоне предкамеры создает высокие температурные градиенты по корпусу к посадочным местам электромагнитных клапанов. Возникающие тепловые деформации уплотнительных элементов могут вызывать микроутечки топлива, что критично для ресурса МКА [3].

Для устранения указанных недостатков без увеличения массы двигательной установки в данной работе предлагается сквозная методика проектирования и изготовления интегрированных предкамерных узлов методами аддитивного производства. Основной целью модернизации топологии является принудительное перераспределение тепловых потоков газа по фронту катализатора и одновременное создание барьеров теплопроводности для защиты клапанного блока. Классические методы обработки не позволяют создавать внутренние полости сложной пространственной формы внутри малогабаритных тонкостенных корпусов ЖРД МТ. Процесс проектирования включает следующие этапы:

1. Построение базовой параметрической модели реактивной предкамеры и определение критических зон теплового контакта.

2. Формирование в теле заготовки системы разветвленных профилированных микроканалов. Данные каналы улавливают периферийную часть продуктов разложения и направляют их по спиральной траектории, обеспечивая равномерный прогрев внешнего радиуса основного каталитического пакета.

Чтобы надежно изолировать посадочное место электроклапана от зоны высокотемпературного разложения топлива, в корпусе спроектированы встроенные полые секции. Эти тепловые мосты работают как барьеры: локальное уменьшение площади поперечного сечения металла существенно ограничивает распространение тепла. Получить деталь со столь сложной внутренней топологией традиционными способами обработки невозможно, поэтому базовым методом производства выбран аддитивный синтез (SLM-технология лазерного сплавления металлических порошков типа Инконель 718). Изготовление узла в виде единой монолитной детали исключает сварные и резьбовые сопряжения, минимизируя риски разгерметизации стыков [3].

Оценку эффективности предложенного подхода провели с помощью численного термо- и газодинамического моделирования (CFD). Результаты сопоставления базового и модернизированного вариантов сведены в таблицу 2.

Таблица 2.

Расчетные показатели ЖРД МТ до и после оптимизации геометрии

Анализ расчетных данных (таблица 2) подтверждает главное: сложная сеть микроканалов действительно локализует тепло и убирает резкие перепады температур. Газ перераспределяется, равномерно прогревая катализатор, а расчетная температура на фланце клапана падает на 35%. Этого запаса достаточно, чтобы полимерные уплотнения штатно отработали весь заявленный ресурс изделия без риска термической деградации. В целом, связка «проектирование под 3D-печать плюс аддитивное производство» дает инженеру свободу, недоступную при классической механообработке. Именно отказ от субтрактивных методов помог сбалансировать жесткие требования к массе, энергопотреблению и надежности узла для МКА. Пока что теплофизика профилированных каналов и барьеров подтверждена расчетом.

Список литературы:

1. Patel M. R., Beik O. Spacecraft power systems. - CRC press, 2023. – 554 p.
2. Stechman, C., Woll, P., Fuller, R., & Collete, A. A high-performance liquid rocket engine for satellite main propulsion // 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. – 2000. – P. 3161-3168.
3. Баленков Д. С., Соколов Д. А., Шестов Н. С., Толстопятов М. И. Перспективы использования аддитивних технологий при изготовлении жидкостного ракетного двигателя //Решетневские чтения. – 2020. – С. 128-129.