RU2105182C1 - Method of creation of reaction thrust of rocket engine and steam-water rocket engine - Google Patents
Method of creation of reaction thrust of rocket engine and steam-water rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2105182C1 RU2105182C1 RU96101208A RU96101208A RU2105182C1 RU 2105182 C1 RU2105182 C1 RU 2105182C1 RU 96101208 A RU96101208 A RU 96101208A RU 96101208 A RU96101208 A RU 96101208A RU 2105182 C1 RU2105182 C1 RU 2105182C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- water
- chamber
- steam
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено для создания реактивной тяги в двигателях с экологически чистым топливом, устанавливаемых, например, на тяжелых многоступенчатых ракетах-носителях для выведения полезного груза на орбиту. The invention relates to the field of rocket technology and can be used to create jet thrust in engines with environmentally friendly fuel, installed, for example, on heavy multi-stage launch vehicles for launching a payload into orbit.
Известно, что в большинстве случаев при запуске ракет на их борту устанавливаются двигатели, где для создания истекающего на сопла двигателя потока рабочего тела, обуславливающего возникновение реактивной тяги, в качестве энергии, используются экзотермические реакции горения химически реагирующего топлива, находящегося в различном агрегатном состоянии. Широко известными двигателями такого рода являются жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ). Однако в указанных двигателях, как правило, используются токсичные компоненты горючего, что приводит к сильному загрязнению окружающей среды при запусках ракет. Особенно существенно загрязнение среды при выведении полезного груза на орбиту тяжелыми многоступенчатыми ракетами-носителями, в емкостях которых возможен остаток большой массы непрореагировавшего топлива. Кроме того, в камерах ЖРД и РДТТ устанавливаются высокая тепловая и механическая напряженность рабочего процесса, что приводит к необходимости использовать прочные дорогостоящие материалы для увеличения несущей способности камер и тем самым увеличивает массу ракеты-носителя, стоимость запуска и снижает ресурс двигателя. It is known that in most cases, when rockets are launched, engines are installed on board them, where exothermic combustion reactions of a chemically reactive fuel in a different state of aggregation are used as energy to create a flow of the working fluid that causes the jet to flow out to the engine nozzles. Well-known engines of this kind are liquid rocket engines (LRE) and solid fuel rocket engines (solid propellant rocket engines). However, in these engines, as a rule, toxic components of fuel are used, which leads to severe environmental pollution during missile launches. Environmental pollution is especially significant when a payload is put into orbit by heavy multi-stage launch vehicles, in the tanks of which the remainder of a large mass of unreacted fuel is possible. In addition, high thermal and mechanical tension of the working process is established in the LRE and RDTT chambers, which leads to the need to use durable, expensive materials to increase the load-bearing capacity of the chambers and thereby increase the mass of the launch vehicle, the cost of starting, and reduce the engine life.
Значительно меньше применяются для запуска ракет двигатели, использующие негорючие вещества для создания реактивной тяги. Much less used to launch rockets are engines that use non-combustible substances to create reactive thrust.
Так, известна многоступенчатая ракета, содержащая в емкостях каждый ступени закаченную под давлением воду, истечение которой из сопла двигателя приводит к возникновению реактивной тяги [1]. При запуске ракеты не происходит загрязнение окружающей среды, однако в связи с малым удельным импульсом, который позволяет получать такой двигатель, известное устройство имеет весьма ограниченную область применения. So, a multi-stage rocket is known, containing in each stage tanks water injected under pressure, the outflow of which from the engine nozzle leads to the appearance of jet thrust [1]. When the rocket is launched, environmental pollution does not occur, however, due to the small specific impulse that allows such an engine to be obtained, the known device has a very limited scope.
Наиболее близким аналогом изобретения является ракетная система [3], содержащая корпус с выхлопным соплом, расположенным в хвостовой части ракеты, внутри которой размещена камера, заполняемая водой при температуре, значительно превышающей точку кипения воды при нормальном давлении, и под давлением, выше атмосферного. В центре камеры двигателя размещен твердотопливный газогенератор, по оси которого пропущена труба газовода, сообщенного с камерой двигателя. При работе газогенератора образуются высокотемпературные продукты сгорания твердого топлива, которые смешиваясь с водой, дополнительно ее нагревают по всему объему камеры двигателя и частично превращают и пар. Рабочее тело, представляющее собой смесь воды, пара и продуктов сгорания газогенератора, по газоводу подается к соплу, через проточный тракт которого истекает в окружающее пространство, создавая импульс реактивной тяги. The closest analogue of the invention is a rocket system [3], containing a body with an exhaust nozzle located in the rear of the rocket, inside which there is a chamber filled with water at a temperature significantly higher than the boiling point of water at normal pressure, and at a pressure higher than atmospheric. A solid fuel gas generator is placed in the center of the engine chamber, along the axis of which a gas pipe connected to the engine chamber is passed. When the gas generator is operating, high-temperature solid fuel combustion products are formed, which, when mixed with water, additionally heat it throughout the entire volume of the engine chamber and partially convert steam as well. The working fluid, which is a mixture of water, steam, and gas generator combustion products, is supplied through a gas duct to a nozzle through the flow path of which flows into the surrounding space, creating an impulse of reactive thrust.
В известном техническом решении реализован более эффективный, чем в предыдущем аналоге, способ создания реактивной тяги в ракетном двигателе, так как закачиваемая в емкость вода имеет дополнительный подогрев от автономного источника тепла. Однако использование в качестве этого источника продуктов сгорания твердого топлива приведет, как уже отмечалось выше, к неблагоприятному воздействию на окружающую среду, т.е. двигатель, реализующий такой способ, не будет экологически чистым. Кроме того, известное техническое решение может применяться только на одноступенчатых ракетах, так как устройство для осуществления способа, связано с размещенным на стартовом сооружении приспособлением для нагрева воды и ее закачке в камеру двигателя, при срабатывании которого включается двигатель первой ступени и дальнейшая подача воды в систему будет невозможна. In the known technical solution, a more efficient method of creating jet thrust in a rocket engine is implemented than in the previous analogue, since the water pumped into the tank has additional heating from an autonomous heat source. However, the use of solid fuel combustion products as this source will lead, as noted above, to adverse environmental effects, i.e. an engine that implements this method will not be environmentally friendly. In addition, the known technical solution can only be used on single-stage rockets, since the device for implementing the method is associated with a device for heating water and pumping it into the engine chamber located at the launch site, which triggers the first-stage engine and further supplying water to the system will be impossible.
Следует также отметить и то, что в нижней части камеры двигателя под действием гравитационных и инерционных сил, возникающих при ускорении ракеты, возможна коагуляции частиц жидкости и образования остатка не использованного рабочего тела. Вследствии большой теплоты фазового перехода воды масса этого остатка может быть значительной даже при наличии дополнительного источника тепла от твердотопливного газогенератора, что приведет к снижению эффективности двигателя. It should also be noted that in the lower part of the engine chamber under the influence of gravitational and inertial forces arising from the acceleration of the rocket, coagulation of fluid particles and the formation of the remainder of the unused working fluid are possible. Due to the high heat of the phase transition of water, the mass of this residue can be significant even if there is an additional heat source from a solid fuel gas generator, which will lead to a decrease in engine efficiency.
Одновременно необходимо принять во внимание, что в сопле пароводяного двигателя, к которым принадлежит и последний аналог, может иметь место потеря импульса из-за неравновесности процесса течения двухфазовой смеси в сопле, что обусловлено конденсацией водяного пара в проточном тракте сопла и образованием крупных жидких частиц в газовой среде [2]. Причиной конденсации пара является расширение потока в сопле, что вызывает понижение температуры пара по длине сопла. Это приводит к понижению парциального давления пара и когда оно становится меньше давление насыщения при текущей температуре, начинается конденсация пара. Так как расширение потока имеет место вдоль всего проточного тракта сопла, то и конденсация возможна как в дозвуковой, так и в сверхзвуковой его частях, причем чем выше температура торможения потока, тем меньше вероятность конденсации пара в дозвуковой части сопла. Так как в рассматриваемом аналоге температура торможения потока значительно ниже, чем, например, в РДТТ, где не наблюдается появление конденсированной фазы в дозвуковой части сопла, то образование конденсата воды в этой сопла двигателя, известного из аналога, весьма вероятно. Часть образовавшихся жидких частиц оседают на стенке сопла как в дозвуковой, так в сверхзвуковой частях и не участвуют больше в создании реактивной тяги. Тогда, кроме потерь импульса, связанных с запаздыванием частиц по скорости и температуре, что всегда имеет место в двухфазных течениях, возникают потери импульса, связанные с выпадением жидких капель на стенку сопла. At the same time, it is necessary to take into account that in the nozzle of the steam-water engine, to which the last analogue belongs, there can be a loss of momentum due to the nonequilibrium process of the two-phase mixture flowing in the nozzle, which is due to condensation of water vapor in the nozzle flow path and the formation of large liquid particles in gas medium [2]. The reason for the condensation of the vapor is the expansion of the flow in the nozzle, which causes a decrease in steam temperature along the length of the nozzle. This leads to a decrease in the partial pressure of the vapor, and when it becomes lower than the saturation pressure at the current temperature, steam condensation begins. Since the expansion of the flow takes place along the entire flow path of the nozzle, condensation is possible both in the subsonic and in its supersonic parts, and the higher the deceleration temperature of the flow, the less the probability of vapor condensation in the subsonic part of the nozzle. Since in the considered analogue the flow inhibition temperature is much lower than, for example, in solid propellant rocket motors, where the appearance of a condensed phase in the subsonic part of the nozzle is not observed, the formation of water condensate in this engine nozzle, known from the analogue, is very likely. A part of the formed liquid particles settles on the nozzle wall both in the subsonic and in the supersonic parts and no longer participate in the creation of jet propulsion. Then, in addition to momentum losses associated with particle delay in speed and temperature, which always takes place in two-phase flows, pulse losses occur due to liquid droplets falling onto the nozzle wall.
Так как в рассмотренном аналоге отсутствует средство, уменьшающее потери импульса, возникающие по указанным выше причинам, то такой двигатель не является эффективным для получения реактивной тяги, а способ, реализуемый таким двигателем, нельзя отнести к высокоэкономичным. Since in the considered analogue there is no tool that reduces the loss of momentum arising for the above reasons, such an engine is not effective for obtaining jet thrust, and the method implemented by such an engine cannot be attributed to highly economical.
Задачей изобретения является создание группы решений, в которой способ получения реактивной тяги ракетного двигателя был бы прост в реализации и позволял использовать дешевый и экологически чистый исходный продукт для образования рабочего тела, а предложенный для осуществления способа ракетный двигатель мог быть установлен на любой ступени ракеты-носителя, был более эффективен по показателю снижения потерь реактивной тяги и при больших расходах рабочего тела не оказывал бы вредное воздействие на окружающую среду, а также позволял при его изготовлении использовать обычные конструкционные материалы. The objective of the invention is to create a group of solutions in which a method of producing jet propulsion of a rocket engine would be simple to implement and would allow the use of a cheap and environmentally friendly source product to form a working fluid, and the rocket engine proposed for implementing the method could be installed at any stage of the launch vehicle , was more effective in terms of reducing jet thrust losses and, at high flow rates of the working fluid, would not have a harmful effect on the environment, and also allowed its manufacture to use conventional construction materials.
Указанная задача решается тем, что в способе создания реактивной тяги ракетного двигателя, состоящего в том, что камеру двигателя, сообщенную с соплом, заполняют под давлением водой при температуре, превосходящей температуру кипения воды при нормальном атмосферном давлении, после заполнения воду подают в сопловую часть камеры для последующего истечения рабочего тела из сопла, согласно изобретению заполнения камеры двигателя водой выполняют с возможностью образования в камере подушки насыщенного пара, а воду в сопловую часть камеры подают, воздействуя на нее избыточным давлением паровой подушки, при этом на входе в сопло образующийся в результате вскипания воды двухфазный поток смеси жидкости и пара подвергают механическому воздействию, при котором происходит сепарация крупных частиц жидкости и образование рабочего тела в виде мелкодисперсной смеси. This problem is solved by the fact that in the method of creating jet thrust of a rocket engine, which consists in the fact that the engine chamber, in communication with the nozzle, is filled under pressure with water at a temperature exceeding the boiling point of water at normal atmospheric pressure, after filling, water is fed into the nozzle part of the chamber for the subsequent expiration of the working fluid from the nozzle, according to the invention, filling the engine chamber with water is performed with the possibility of formation of saturated steam in the cushion chamber, and water into the nozzle part of the chamber under They are quenched by acting on it with excess pressure of the steam cushion, and at the entrance to the nozzle, a two-phase flow of a mixture of liquid and steam formed as a result of boiling water is subjected to mechanical action, in which large particles of liquid are separated and a working fluid is formed in the form of a finely dispersed mixture.
Механическое воздействие на двухфазной поток смеси жидкости и пара на входе в сопло целесообразно осуществлять либо осевой закруткой потока, либо его фильтрацией. It is advisable to carry out mechanical action on a two-phase flow of a mixture of liquid and steam at the inlet to the nozzle either by axial swirling of the flow or by filtering it.
Задача изобретения решается также тем, что известный ракетный двигатель, содержащий заполненную под давлением перегретой водой камеру с соплом, согласно изобретению снабжен средством для уменьшения потери импульса в сопле из-за неравновестности двухфазного течения, выполненным в виде сепаратора жидкой фазы. The objective of the invention is also solved by the fact that the known rocket engine containing a pressure chamber with a superheated water chamber with a nozzle according to the invention is equipped with a means for reducing the pulse loss in the nozzle due to the unevenness of the two-phase flow, made in the form of a liquid phase separator.
Сепаратор жидкой фазы может быть выполнен в виде установленного на входе в сопло центробежного завихрителя, либо сеточного фильтра. The liquid phase separator can be made in the form of a centrifugal swirler installed at the inlet of the nozzle, or a mesh filter.
Все приведенные выше признаки являются существенными, т.к. каждый из них влияет на достигаемый технический результат. All of the above symptoms are significant, because each of them affects the technical result achieved.
Так, заполнение камеры двигателя перегретой водой с возможностью образования в камере подушки насыщенного пара позволяет создать механизм принудительной подачи воды к соплу, функцию которого в ближайшем аналоге выполнял автоматный источник дополнительного нагрева в виде твердотопливного газогенератора и отсутствие которого в изобретении обеспечивает экологическую чистоту заявленного способа. В свою очередь, отсутствие необходимости операцию автономного разогрева воды с помощью газогенератора обуславливает низкий уровень температур в рабочем тракте двигателя, что существенно упрощает проблему тепловой защиты его корпуса, улучшает режимы теплообмена в сопле и снижает требования к тепловой стойкости применяемых материалов. Кроме того, избыточное давление в паровой подушке позволяет осуществить так называемую "прямую" схему подачи перегретой воды к соплу, которая имеет то преимущество перед "обратной" схемой подачи воды, присущей ближайшему аналогу (вода испаряется во всем объеме камеры и подается к соплу по газовому), что, как указывалось выше, не приводит к образованию остатка воды в камере, не использующемуся для создания тяги. Одновременно "прямая" схема обеспечивает подачу воды вплотную к сопловой части камеры, что значительно уменьшает дозвуковую часть сопла, которая в аналоге имела протяженные размеры, способствующие возникновению конденсации пара и осаждению жидкой фазы в дозвуковой части. Все это, в свою очередь, обеспечивает более высокие эксплуатационные показатели двигателя. So, filling the engine chamber with superheated water with the possibility of formation of saturated steam in the pillow chamber allows you to create a forced water supply mechanism to the nozzle, the function of which in the closest analogue was performed by an automatic source of additional heating in the form of a solid fuel gas generator and the absence of which in the invention ensures the ecological purity of the claimed method. In turn, the absence of the need for an autonomous water heating operation using a gas generator causes a low temperature level in the engine’s working path, which greatly simplifies the problem of thermal protection of its body, improves the heat transfer regimes in the nozzle, and reduces the heat resistance requirements of the materials used. In addition, the overpressure in the steam cushion allows the implementation of the so-called “direct” circuit for supplying superheated water to the nozzle, which has the advantage over the “reverse” circuit for supplying water inherent to the closest analogue (water evaporates in the entire chamber and is supplied to the nozzle by gas ), which, as mentioned above, does not lead to the formation of a water residue in the chamber, which is not used to create traction. At the same time, the “direct” circuit provides water supply close to the nozzle part of the chamber, which significantly reduces the subsonic part of the nozzle, which in analog has extended dimensions, which contribute to the occurrence of vapor condensation and the deposition of the liquid phase in the subsonic part. All this, in turn, provides higher engine performance.
Механическое воздействие на двухфазный поток на входе в сопле, при котором происходит сепарация крупных частиц позволяет получить поток рабочего тела с малой концентрацией и размером жидких частиц, что приведет к уменьшению в сопле потерь импульса, связанным с неравновестностью течения в двухфазном потоке. Это также влияет и сторону повышения эксплуатационных показателей двигателя. The mechanical effect on the two-phase flow at the inlet to the nozzle, during which large particles are separated, makes it possible to obtain a flow of a working fluid with a low concentration and size of liquid particles, which will lead to a decrease in the pulse loss in the nozzle due to the uneven flow in the two-phase flow. It also affects the side of increasing engine performance.
Предложенные частные случаи механического воздействия на двухфазный поток, приводящие к сепарации крупных частиц жидкости, путем либо закрутки двухфазного потока на входе в сопло, либо в его фильтрации соответствуют двум разным количественным показателям одного и того же указанного выше технического результата и одновременно свидетельствуют о простоте реализации способа. The proposed special cases of mechanical action on a two-phase flow, leading to the separation of large particles of liquid, either by twisting the two-phase flow at the inlet of the nozzle or in its filtration, correspond to two different quantitative indicators of the same technical result indicated above and at the same time indicate the simplicity of the method .
Признаки, характеризующие изобретение в части устройства, являются материальными эквивалентами признаками способа, что обеспечивает осуществимость изобретения. Кроме того, приведенные в части устройства признаки обуславливают простоту конструкции предлагаемого ракетного двигателя и технологии его изготовления, а также свидетельствуют о повышенных эксплуатационных и экологических показателях двигателя. Последние факторы, а также отсутствие системы запуска, ограничивающей тяговооруженность ракеты-носителя, позволяют оснащен предлагаемым двигателем многоступенчатые транспортные космические системы. Таким образом, приведенная выше совокупность признаков является достаточной для достижения обеспечиваемой изобретением совокупности технических результатов и свидетельствует о решении задачи изобретения. The features characterizing the invention in terms of the device are material equivalents of the features of the method, which ensures the feasibility of the invention. In addition, the signs given in the device part determine the simplicity of the design of the proposed rocket engine and the technology of its manufacture, and also indicate increased operational and environmental performance of the engine. The latter factors, as well as the lack of a launch system that limits the thrust-to-weight ratio of the launch vehicle, make it possible to use multistage transport space systems with the proposed engine. Thus, the above set of features is sufficient to achieve the totality of the technical results provided by the invention and indicates a solution to the problem of the invention.
Фиг. 1 - схема, иллюстрирующая принцип создания тяги в пароводяном ракетном двигателе; фиг. 2 - схема пароводяного ракетного двигателя с центробежным сепаратором на входе в сопло; фиг. 3 - схема пароводяного ракетного двигателя с сетчатым сепаратором на входе в сопло. FIG. 1 is a diagram illustrating the principle of creating traction in a steam-water rocket engine; FIG. 2 is a diagram of a steam-water rocket engine with a centrifugal separator at the entrance to the nozzle; FIG. 3 is a diagram of a steam-water rocket engine with a mesh separator at the entrance to the nozzle.
Осуществление способа создания реактивной тяги в ракетном двигателе начинают с того, что перед подачей в его камеру перегретой воды камеру герметизируют. Это условие необходимо для того, чтобы после заполнения камеры в ее полости образовалась паровая подушка, играющая роль механизма принудительного поступления воды к соплу. The implementation of the method of creating reactive thrust in a rocket engine begins with the fact that before supplying superheated water to its chamber, the chamber is sealed. This condition is necessary so that after filling the chamber, a steam cushion forms in its cavity, playing the role of a mechanism for forcing water to enter the nozzle.
Далее осуществляют заполнение под давлением камеры 1 двигателя перегретой водой. Предельные значения температуры и давления закачиваемой в камеру воды соответствуют критическим значением, равным, соответственно 647.3 K и 22.6 МПа. Однако заполнение камеры в условиях критического режима не целесообразно, так как при этом очень высок уровень пускового давления, что приводят к необходимости обеспечить высокую прочность корпуса двигателя, что, как правило, возможно только за счет увеличения его массы. Поскольку рекомендуемый уровень температур воды и давлений, при которых осуществляется заполнение камеры, не должен превышать 250-350o C и 8-15 МПа соответственно.Next, fill under pressure the
После заполнения двигателя перегретой водой в его камере, при условии герметичности корпуса, образуется воздушная подушка 2, заполненная парами воды, создающая избыточное по отношению к внешней среде давление, равное давлению насыщенного пара воды при установившейся после заполнения камеры температуре. After filling the engine with superheated water in its chamber, subject to the tightness of the housing, an air cushion 2 is formed, filled with water vapor, creating a pressure that is excessive in relation to the external environment and equal to the pressure of saturated water vapor at the temperature established after filling the chamber.
Для запуска двигателя сообщают камеру 1 с внешней средой, для чего, например, инициируют разрыв мембраны 3, изолирующей полсть сопла 4 от камеры. To start the engine, the
После разгерметизации камеры двигателя, вода под избыточным давлением паровой подушки перемещается в сторону сопла. Так как давление окружающей среды в предсопловой части камеры становится ниже давления насыщения для перегретой воды, происходит ее вскипание. Вся вода в этой части камеры не может полностью превратиться в пар (доставляемая от близлежаших слоев жидкости энергии в силу скоротечности процесса и высокой теплоты испарения для этого недостаточна) и поэтому на входе в сопло образуется двухфазный поток 5 (фиг. 1), содержащий жидкие частицы. After depressurization of the engine chamber, water under excessive pressure of the steam cushion moves towards the nozzle. Since the ambient pressure in the pre-nozzle part of the chamber becomes lower than the saturation pressure for superheated water, it boils. All water in this part of the chamber cannot completely turn into steam (energy delivered from nearby layers of the liquid due to the speed of the process and high heat of evaporation is insufficient for this) and therefore a two-phase flow 5 is formed at the inlet of the nozzle (Fig. 1) containing liquid particles .
Далее происходит расширение потока в тракте сопла, существенной газодинамической особенностью которого является неравновестность процесса, приводящая к потери импульса в сопле. Одна из причин неравновестности процесса заключается в том, что частицы жидкости в силу инерционности имеют скорость и температуру, отличающуюся от местной скорости и температуры газового потока. Другая причина связана с фазовыми превращениями. Разность импульсов в равновестном и неравновесном течениях составляет потерю импульса в сопле, которая возрастает в случае выполнения жидких частиц на стенку сопла. Чтобы ее уменьшить необходимо свести к минимому указанные выше факторы. Then there is an expansion of the flow in the nozzle path, an essential gas-dynamic feature of which is the non-equilibrium process, leading to a loss of momentum in the nozzle. One of the reasons for the process imbalance is that, due to inertia, liquid particles have a speed and temperature different from the local speed and temperature of the gas stream. Another reason is related to phase transformations. The difference between the pulses in the equilibrium and nonequilibrium flows is the loss of momentum in the nozzle, which increases in the case of liquid particles on the nozzle wall. To reduce it, it is necessary to minimize the above factors.
В рассматриваемом способе уменьшение потерь импульса в сопле осуществляют механическим воздействием на двухфазный поток смеси жидкости и пара, образующийся на входе в сопло. Результатом этого воздействия является сепарация в потоке крупных частиц жидкости, что выражается в уменьшении их размера и концентрации жидкой фазы в потоке и образование поступающего в проточный тракт сопла рабочего тела в виде мелкодисперсной смеси 6. Инерционность жидких частиц в потоке существенно снижается, что само по себе приводят к уменьшению потерь импульса, а также обеспечивает траекториям движения частиц характер очень близкий к линиям тока газовой фазы, что вместе с уменьшением концентрации жидких частиц, снижает потери импульса, связанные с выпадением жидких частиц на стенку сопла. In the considered method, the reduction of pulse losses in the nozzle is carried out by mechanical action on a two-phase flow of a mixture of liquid and steam formed at the entrance to the nozzle. The result of this effect is the separation of large particles of liquid in the stream, which is reflected in a decrease in their size and concentration of the liquid phase in the stream and the formation of a working fluid nozzle entering the flow path in the form of a finely dispersed mixture 6. The inertia of the liquid particles in the stream is significantly reduced, which in itself lead to a decrease in momentum loss, and also provides a trajectory of particle motion that is very close to the streamlines of the gas phase, which, together with a decrease in the concentration of liquid particles, reduces their loss pulse associated with the loss of liquid particles on the nozzle wall.
Конкретно такое механическое воздействие на двухфазный поток может осуществляться осевой закруткой потока, а также его фильтрацией. Specifically, such a mechanical effect on a two-phase flow can be carried out by axial swirling of the flow, as well as by its filtration.
В первом случае в закрученном потоке крупные частицы центробежными силами инерции отбрасываются к стенке сопла и стекают по ней в виде жидкой пленки. В ядре потока остаются только мелкие частицы жидкости, образующие мелкодисперсную смесь в паровой среде. Такой процесс сепарации крупных частиц имеет еще и то полезное свойство, что образующаяся на стенке сопла жидкая пленка уменьшает энергетические потери в сопле, связанные с диссипативными процессами на его стенке ("жидкая" смазка), что также способствует уменьшению потерь импульса. In the first case, in a swirling flow, large particles by centrifugal inertia are discarded to the nozzle wall and flow down it in the form of a liquid film. Only small particles of liquid remain in the core of the stream, forming a finely divided mixture in a vapor medium. This process of separation of large particles also has the useful property that the liquid film formed on the nozzle wall reduces the energy loss in the nozzle associated with dissipative processes on its wall (“liquid” lubricant), which also helps to reduce momentum loss.
Во втором случае установка на пути двухфазного потока фильтра, например, сеточного, препятствует проникновению в проточной тракт сопла крупных частиц, что также приводит к их сепарации в потоке. In the second case, the installation of a filter on the path of a two-phase flow, for example, a mesh one, prevents the penetration of large particles into the nozzle duct, which also leads to their separation in the flow.
По сравнению с предыдущим случаем такой способ имеет то преимущество, что выбором разрешающей способности фильтра можно получить желаемую степень дисперсности рабочего тела. Недостатком же такого процесса является то, что наличие фильтра приводит к увеличению диссипативных и гидравлических потерь в проточном тракте сопла. Compared with the previous case, this method has the advantage that by choosing the resolution of the filter you can get the desired degree of dispersion of the working fluid. The disadvantage of this process is that the presence of a filter leads to an increase in dissipative and hydraulic losses in the flow path of the nozzle.
Устройство пароводяного ракетного двигателя, в котором реализован описанный способ показано на фиг. 2, 3. A steam-water rocket engine device in which the described method is implemented is shown in FIG. 2, 3.
На входе сопла 4 двигателя установлено устройство для уменьшения потерь импульса в сопле в виде сепаратора жидкой фазы. At the inlet of the
Сепаратор может быть выполнен в виде центробежного завихрителя 7, представляющего собой закрытый со стороны камеры 1 полный цилиндр, закрепленный на внутренней стенке сопла и снабженный тангенциальными каналами 8, сообщающими камеру двигателя с проточным трактом сопла. The separator can be made in the form of a
При работе двигателя двухфазный поток поступает в проточную часть сопла через каналы 8, что приводит к его закрутку относительно оси сопла. При этом крупные частицы жидкости отбрасываются на периферию завихрителя, а газовая фаза (водяной пар) с мелкими частицами вытесняется к оси завихрителя, с выхода которого поступает в проточный тракт сопла. Так происходит сепарация крупных частиц жидкости в потоке. Одновременно через образующуюся на периферии завихрителя жидкую пленку непрерывно проходит двухфазная парожидкостная смесь, поступающая из каналов 8, которая, взаимодействуя с жидкой пленкой, образует за счет межслоевого скольжения (известно, что слои жидкости в центробежном завихрителе вращаются тем быстрее, чем ближе они к оси) очень мелкую газожидкостную эмульсию (т.е. за счет скольжения слоев жидкая и газообразная фазы как бы перетираются между собой). Это приводит к тому, что жидкая фаза не накапливается в завихрителе, что могло вызвать изменение эффективного сечения сопла в месте установки завихрителя (эффект гидравлического запирания), а непрерывно вырабатывается в проточный тракт сопла в виде мелкодиспергированных капель. During engine operation, a two-phase flow enters the nozzle flow through
Сепаратор жидкой фазы может быть выполнен в виде пакета сеток 9, имеющих определенный размер и расположенных на некотором расстоянии друг от друга, фиг. 3. The liquid phase separator can be made in the form of a packet of
При этом двигателя двухфазный поток пропускается через пакет сеток 9, которые сепарируют капли, более крупные, чем размер ячейки сетки. In this case, the two-phase flow of the engine is passed through a packet of
Приведенный выше материал на конкретных примерах свидетельствует о возможности осуществления изобретения с реализацией указанного назначения. Материал также подтверждает получение при осуществлении изобретения той совокупности технических результатов, которая и является следствием решения задачи изобретения. The above material on specific examples indicates the feasibility of the invention with the implementation of this purpose. The material also confirms the receipt in the implementation of the invention of the totality of the technical results, which is the result of solving the problem of the invention.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96101208A RU2105182C1 (en) | 1996-01-24 | 1996-01-24 | Method of creation of reaction thrust of rocket engine and steam-water rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96101208A RU2105182C1 (en) | 1996-01-24 | 1996-01-24 | Method of creation of reaction thrust of rocket engine and steam-water rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2105182C1 true RU2105182C1 (en) | 1998-02-20 |
| RU96101208A RU96101208A (en) | 1998-03-27 |
Family
ID=20175977
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96101208A RU2105182C1 (en) | 1996-01-24 | 1996-01-24 | Method of creation of reaction thrust of rocket engine and steam-water rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2105182C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114893327A (en) * | 2022-04-15 | 2022-08-12 | 西安航天动力研究所 | Device and method for detecting uniformity of liquid film on outer ring of pintle injector |
-
1996
- 1996-01-24 RU RU96101208A patent/RU2105182C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 2. Пирумов У.Г., Росляков Г.С. Течение газа в соплах. - М.: Изд-во МГУ, 1978, с. 280. 3. US, патент, 3252281, кл. 60 - 35.6, 1966. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114893327A (en) * | 2022-04-15 | 2022-08-12 | 西安航天动力研究所 | Device and method for detecting uniformity of liquid film on outer ring of pintle injector |
| CN114893327B (en) * | 2022-04-15 | 2023-12-26 | 西安航天动力研究所 | Method for detecting uniformity of liquid film on outer ring of pintle injector |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA1243848A (en) | Gas compressor for jet engine | |
| RU2158839C2 (en) | Liquid-propellant rocket reheat engine | |
| US5101622A (en) | Aerospace propulsion | |
| RU2445491C2 (en) | Rocket power plant with non-sensitive arming and multiple operating modes, and its operating method | |
| US6786040B2 (en) | Ejector based engines | |
| Goethert | High altitude and space simulation testing | |
| US3535881A (en) | Combination rocket and ram jet engine | |
| US5117635A (en) | High power density propulsion/power system for underwater applications | |
| US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
| US2972225A (en) | Motor mechanism for missiles | |
| US3570249A (en) | Method of operating a rocket combustion chamber and combustion chamber system for performing the method | |
| US3414217A (en) | Thrust augmentation and spin stabilization mechanism for rocket propelled missiles | |
| US3680317A (en) | Reaction motor including air flow inducing means | |
| US5873241A (en) | Rocket engine auxiliary power system | |
| US5045004A (en) | Turbo-hydroduct propulsion system | |
| US3382679A (en) | Jet engine with vaporized liquid feedback | |
| RU2105182C1 (en) | Method of creation of reaction thrust of rocket engine and steam-water rocket engine | |
| RU2099565C1 (en) | Steam-water rocket engine | |
| US6148609A (en) | Turbo-rocket thruster | |
| US3140064A (en) | Liquid heat sink auxiliary power generator for space vehicles | |
| RU2313683C1 (en) | Jet engine | |
| US6155041A (en) | Hybrid engine capable of employing at least a ramjet mode and a super ramjet mode | |
| WO2014058354A1 (en) | Method for producing reactive thrust, and reactive engine | |
| US4658589A (en) | Non-condensible ejection system for closed cycle Rankine apparatus | |
| US3158992A (en) | Propulsion process using phosphorus and metallic fuel |