RU2154184C2 - Method of mixing of hypergolic propellants - Google Patents
Method of mixing of hypergolic propellants Download PDFInfo
- Publication number
- RU2154184C2 RU2154184C2 RU98100346A RU98100346A RU2154184C2 RU 2154184 C2 RU2154184 C2 RU 2154184C2 RU 98100346 A RU98100346 A RU 98100346A RU 98100346 A RU98100346 A RU 98100346A RU 2154184 C2 RU2154184 C2 RU 2154184C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- component
- mixing
- jets
- film
- components
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно к средствам смесеобразования в ЖРД и газогенераторах, работающих на самовоспламеняющихся топливах. The invention relates to the field of mechanical engineering, mainly to means of mixture formation in liquid propellant rocket engines and gas generators operating on self-igniting fuels.
Известны эмульсионные центробежные форсунки (Основы теории и расчета ЖРД, под ред. Кудрявцева М. В. изд. 4-е, в 2-х т. М. "Высшая школа", 1993, т. 1, стр. 193, рис. 8, 10; Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей, М."Машиностроение", 1989, стр. 189-211), в которых один компонент топлива в виде тонкостенной цилиндрической струи подается в зону смешивания, где к ней примешивается соосная коническая струя второго компонента. Взаимное проникновение компонентов при таком смесеобразовании невелико: компоненты топлива после соударения отталкиваются друг от друга и попадают в зону горения в капельном виде с выраженными окислительной и восстановительной зонами течения распыленных компонентов. При этом основная зона смесеобразования жидких компонентов расположена в объеме камеры сгорания. Неоднородность распыла и распределения соотношения компонентов приводят к хаотическому случайному слабо организованному рабочему процессу преобразования топлива, неполному сгоранию его компонентов и неравномерному распределению термодинамических характеристик на входе в сопло камеры. Все это вызывает уменьшение энергетических характеристик (удельного импульса), требует значительного объема камеры сгорания (приведенной длины), ухудшает стабильность, динамичность и организованность запуска и останова камеры (что особенно важно для ЖРДМТ). Known emulsion centrifugal nozzles (Fundamentals of the theory and calculation of liquid propellant rocket engines, under the editorship of Kudryavtsev M.V. 4th edition, in 2 volumes M. Higher School, 1993, vol. 1, p. 193, fig. 8, 10; Alemasov V.E., Dregalin A.F., Tishin A.P. Theory of rocket engines, M. "Mechanical Engineering", 1989, pp. 189-211), in which one fuel component is in the form of a thin-walled cylindrical jet is fed into the mixing zone, where a coaxial conical stream of the second component is mixed with it. The mutual penetration of the components during this mixture formation is small: the fuel components after collision are repelled from each other and fall into the combustion zone in droplet form with pronounced oxidation and reduction zones of the flow of the sprayed components. In this case, the main zone of mixture formation of liquid components is located in the volume of the combustion chamber. The heterogeneity of the spray and distribution of the ratio of the components leads to a random random poorly organized working process of fuel conversion, incomplete combustion of its components and uneven distribution of thermodynamic characteristics at the entrance to the chamber nozzle. All this causes a decrease in energy characteristics (specific impulse), requires a significant volume of the combustion chamber (reduced length), worsens the stability, dynamism and organization of the start and stop of the chamber (which is especially important for liquid propellant rocket engines).
Частично приведенные недостатки устраняются в изобретении по заявке Франции N 1550463, МПК F 02 K 9/00 (патент США N 3462956). В известном решении один из компонентов топлива поступает в виде тонкой пленки вдоль стенки предкамеры. На первый компонент накладывается второй, также подаваемый в виде тонкой пленки. Оба компонента, перемешиваясь и вступая в реакцию (если они самовоспламеняющиеся), прижимаемые центробежной силой к радиусной поверхности стенки предкамеры двигаются к соплу предкамеры, обеспечивающему подачу перемешанных и частично прореагировавших компонентов на стенки камеры сгорания. Это изобретение позволяет получить более полное перемешивание компонентов топлива за счет принудительного удерживания жидких компонентов вместе при течении их по радиусной поверхности и за счет истечения жидкого компонента и паров через сопло предкамеры. Основным недостатком этого решения является сепарация жидких компонентов топлива на радиусной поверхности и отделение продуктов сгорания и газифицированных компонентов топлива от потока жидкости. Кроме того, по истечении времени жидкофазной индукции (для самовоспламеняющихся топлив типа N2O4+НДМГ это время составляет ≈10-4 - 10-3 с) за счет гидрогазодинамических сил, возникающих при испарении топлива на границе пелен компонентов топлива и значительно превышающих центробежные силы, происходит разделение фракций (в том числе и жидких) топлива, и далее процесс продолжается в камере сгорания и приобретает хаотический характер.Partially described disadvantages are eliminated in the invention according to the application of France N 1550463, IPC F 02
Основной задачей, решаемой предлагаемым способом смесеобразования, является обеспечение однородной смеси с образованием мелкодисперсных жидкостных двухкомпонентных фракций эмульсии. При этом повышается полнота сгорания топлива, улучшаются динамические показатели процесса воспламенения, уменьшается приведенная длина камеры сгорания, в которой осуществляется предлагаемый способ. The main problem solved by the proposed method of mixing is to provide a homogeneous mixture with the formation of finely divided liquid two-component fractions of the emulsion. This increases the completeness of combustion, improves the dynamic performance of the ignition process, reduces the reduced length of the combustion chamber in which the proposed method is implemented.
Способ смесеобразования самовоспламеняющихся топлив заключается в том, что хотя бы один компонент топлива подают в зону смесеобразования в виде пленочной струи и с ним смешивают второй компонент путем столкновения его с первым компонентом. Особенность предлагаемого способа заключается в том, что второй компонент подают в поперечном направлении к потоку первого компонента в виде упорядоченной, например сотовой, равномерно распределенной системы струй, причем поток смешиваемых компонентов ограничивают в пространстве для их совместного движения, например в камере смешения, чтобы он (поток) определенное время был неразрывным, а время это не должно превышать времени жидкофазной индукции. Для удобства организации процесса смесеобразования и горения, повышения их эффективности в цилиндрических камерах сгорания первый компонент подают в виде цилиндрической пленочной струи. The method of mixture formation of self-igniting fuels is that at least one component of the fuel is fed into the mixture formation zone in the form of a film stream and the second component is mixed with it by colliding it with the first component. A feature of the proposed method is that the second component is fed transversely to the flow of the first component in the form of an ordered, e.g. cellular, uniformly distributed system of jets, the flow of the mixed components being limited in space for their joint movement, for example, in the mixing chamber, so that it ( flow) a certain time was inextricable, and this time should not exceed the time of liquid-phase induction. For the convenience of organizing the process of mixture formation and combustion, increasing their efficiency in cylindrical combustion chambers, the first component is supplied in the form of a cylindrical film jet.
Для повышения эффективности смесеобразования и организации неразрывного потока двух компонентов на заданное время без специальных смесительных камер второй компонент подают в тангенциальном направлении к цилиндрической пленочной струе первого компонента. To increase the efficiency of mixture formation and the organization of an inextricable flow of two components for a given time without special mixing chambers, the second component is fed tangentially to the cylindrical film stream of the first component.
Предлагаемый способ может быть реализован в схемах, приведенных на чертежах. На фиг. 1 показана схема смесительной головки с подачей одного компонента в виде кольцевой струи, а второго компонента - в виде радиальных струй. На фиг. 2 приведена схема с тангенциальной подачей второго компонента, а на фиг. 3 показано поперечное сечение этой схемы подачи компонентов. На фиг.4 показана примерная схема расположения струй, пересекающих пленку пленочной кольцевой струи. The proposed method can be implemented in the schemes shown in the drawings. In FIG. 1 shows a diagram of a mixing head with the supply of one component in the form of an annular jet, and the second component in the form of radial jets. In FIG. 2 shows a diagram with a tangential feed of the second component, and in FIG. 3 shows a cross section of this component supply circuit. Figure 4 shows an exemplary arrangement of jets crossing the film of a film ring jet.
Для подачи первого компонента топлива имеется кольцевая, например щелевая форсунка 1, выполненная в корпусе смесительной головки 2. В боковой стенке 3 смесительной головки выполнены отверстия радиальных струйных форсунок 4. На фиг. 2 и 3 показаны тангенциально направленные форсунки 5, подающие второй компонент в кольцевую струю первого. For supplying the first fuel component there is an annular, for example, slotted nozzle 1, made in the housing of the
Способ реализуется следующим образом. Компонент I поступает через кольцевую щелевую форсунку 1 в виде кольцевой пленки (струи) A, имеющей толщину m. Одновременно через форсунки 4 компонент II поступает в поперечном направлении к кольцевой струе A в виде струй B. При пересечении струями В компонента II пленки A компонента 1 при их совместном движении образуется мелкодисперсная смесь из двухкомпонентных фракций, возникновение которой происходит при проникновении струй В в сплошной поток А и разделении его на множество струй. Образовавшиеся струйки частично продолжают движение в направлении кольцевой струи компонента I и частично увлекаются струями В компонента II. При дальнейшем совместном движении струй компонентов I и II на длине l происходит дробление и смешивание компонентов топлива. Одновременно в образовавшейся смеси начинаются предпламенные процессы, разогрев раздробленных жидких двухкомпонентных фракций и их испарение. Образовавшиеся при этом газообразные продукты реакции интенсифицируют процесс массообмена, улучшая качество смесеобразования, и выделяются в центральную зону камеры смешения. Процесс смесеобразования, начальные стадии испарения и горения происходят одновременно, т.е. реализуются интегральные процессы, которые интенсифицируют рабочий процесс преобразования топлива в камере сгорания и повышают однородность термодинамических характеристик на входе в сопло камеры. The method is implemented as follows. Component I enters through the annular slit nozzle 1 in the form of an annular film (jet) A having a thickness m. At the same time, through nozzles 4, component II enters in the transverse direction to the ring jet A in the form of jets B. When jets B of component II intersect film A of component 1, when they move together, a finely dispersed mixture of two-component fractions is formed, which occurs when jets B penetrate into the continuous stream And dividing it into many jets. The formed trickles partially continue to move in the direction of the annular jet of component I and are partially carried away by the jets B of component II. With further joint movement of the jets of components I and II over a length l, crushing and mixing of the fuel components occurs. At the same time, pre-flame processes begin in the resulting mixture, heating up the fragmented liquid two-component fractions and their evaporation. The resulting gaseous reaction products intensify the mass transfer process, improving the quality of the mixture formation, and stand out in the central zone of the mixing chamber. The process of mixture formation, the initial stages of evaporation and combustion occur simultaneously, i.e. Integrated processes are being implemented that intensify the working process of converting fuel in the combustion chamber and increase the uniformity of thermodynamic characteristics at the entrance to the chamber nozzle.
Струи B компонента II могут быть направлены в камеру смешения тангенциально (фиг. 2 и 3). При этом камера смешения как конструктивный элемент может отсутствовать (см.фиг. 2, 3) справа. Но как и при наличии камеры смешения, обеспечивающей неразрывное совместное течение двух компонентов на длине l до начала химических реакций, вариант с тангенциальной подачей компонента II также обеспечивает неразрывное течение двух компонентов за счет центробежной силы, воздействующей на компоненты топлива и возникающей при движении смеси по окружности (по стенкам камеры смешения или камеры сгорания). The jets B of component II can be directed tangentially into the mixing chamber (FIGS. 2 and 3). In this case, the mixing chamber as a structural element may be absent (see Fig. 2, 3) on the right. But just as with a mixing chamber providing an indissoluble joint flow of two components along a length l before the start of chemical reactions, the tangential feed of component II also provides an indissoluble flow of two components due to the centrifugal force acting on the fuel components and arising when the mixture moves around the circle (along the walls of the mixing chamber or combustion chamber).
При этом образовавшиеся струи компонента I увлекаются струями В компонента II с дальнейшим течением по стенке камеры, обеспечивая тепловой режим камеры сгорания. Для улучшения качества смешения компонент I может быть закручен в ту или иную сторону, предпочтительно в сторону подачи компонента II, если он подается в тангенциальном направлении. In this case, the formed jets of component I are carried away by jets B of component II with a further flow along the chamber wall, providing the thermal regime of the combustion chamber. To improve the quality of mixing, component I can be twisted in one direction or another, preferably in the direction of supply of component II, if it is fed in the tangential direction.
В современных ЖРД медианный диаметр капель фракций топлива, участвующих в рабочем процессе камеры сгорания составляет 25-500 мк. (В.Е. Алемасов и др. , "Теория ракетных двигателей", М., "Машиностроение", 1989, стр. 192), что не обеспечивает однородность смеси, а значит и требуемое качество распыла. Их распределение и взаимодействие в рабочем процессе носит практически неорганизованный, хаотичный, случайный характер. Предлагаемый способ смесеобразования позволяет простыми конструктивными факторами повысить однородность смеси, уменьшить наибольший медианный диаметр, улучшить организацию рабочего процесса и регулировать его протекание. In modern rocket engines, the median diameter of the droplets of the fuel fractions involved in the working process of the combustion chamber is 25-500 microns. (V.E. Alemasov et al., "Theory of rocket engines", M., "Mechanical Engineering", 1989, p. 192), which does not ensure uniformity of the mixture, and therefore the required spray quality. Their distribution and interaction in the workflow is practically disorganized, chaotic, random in nature. The proposed method of mixing allows simple structural factors to increase the homogeneity of the mixture, reduce the largest median diameter, improve the organization of the working process and regulate its course.
Рассмотрим пример:
1. Однородность смеси из двухкомпонентных фракций обеспечивается количеством струй В компонента II, пересекающих пленку компонента I. Например, при расходе компонента II 500 см3/сек, диаметре струй 0,2 мм и скорости подачи компонента II 20 м/сек количество фракций в момент касания компонентов составит около 800, которые дробятся на более мелкие фракции при дальнейшем совместном движении.Consider an example:
1. The homogeneity of the mixture of two-component fractions is ensured by the number of jets B of component II intersecting the film of component I. For example, when the flow rate of component II is 500 cm 3 / s, the diameter of the jets is 0.2 mm and the feed rate of component II is 20 m / s, the number of fractions at a time touch of the components will be about 800, which are crushed into smaller fractions with further joint movement.
2. Наибольший размер двухкомпонентных фракций однородной смеси определяется диаметром струй компонента II и расстоянием между ними. При диаметре струй 0,2 мм и расстоянии между ними 0,1 мм максимальный размер двухкомпонентных фракций в момент их образования составит не более 300 мк и будет уменьшаться в процессе их совместного движения и дробления. 2. The largest size of two-component fractions of a homogeneous mixture is determined by the diameter of the jets of component II and the distance between them. When the diameter of the jets is 0.2 mm and the distance between them is 0.1 mm, the maximum size of the two-component fractions at the time of their formation will be no more than 300 microns and will decrease during their joint movement and crushing.
3. Время образования однородной смеси из двухкомпонентных фракций определяется скоростью движения топлива и размерами ограниченного пространства (например, камеры смешения), в котором обеспечивается неразрывное совместное течение смеси двух компонентов. При скорости компонентов 20 м/сек и размере ограниченного пространства после касания компонентов в направлении их совместного движения 1 мм время образования однородной смеси составит 5•10-5 сек, что для топлива N2O4+ НДМГ не превышает времени жидкофазной индукции (10-4-10-5 сек).3. The time of formation of a homogeneous mixture from two-component fractions is determined by the speed of movement of the fuel and the size of the limited space (for example, the mixing chamber), which ensures an indissoluble joint flow of the mixture of two components. When the speed of the components is 20 m / s and the size of the limited space after touching the components in the direction of their joint movement of 1 mm, the formation time of a homogeneous mixture is 5 • 10 -5 sec, which for fuel N 2 O 4 + UDMH does not exceed the time of liquid-phase induction (10 - 4 -10 -5 sec.).
4. Свободный выход парогазовых фракций топлива, связанный с нагревом, испарением и началом химической реакции горения, обеспечивается в радиальном направлении внутрь цилиндрической пленочной струи, а минимальное время образования однородной смеси определяется толщиной пленки цилиндрической пленочной струи и диаметром струй компонента II. 4. The free exit of gas-vapor fractions of fuel associated with heating, evaporation and the onset of a chemical reaction of combustion is ensured in the radial direction inside the cylindrical film jet, and the minimum formation time of a homogeneous mixture is determined by the film thickness of the cylindrical film jet and the diameter of the jets of component II.
Преимуществами предлагаемого способа являются улучшение организации рабочего процесса в смесителе с камерой ЖРД и возможность его регулирования конструктивными параметрами, такими как диаметр цилиндрической струи, ее толщиной, диаметром поперечных струй, скоростью течения компонентов, геометрией зоны их совместного движения и степенью закрутки. The advantages of the proposed method are the improvement of the organization of the working process in the mixer with the rocket engine chamber and the possibility of its regulation by design parameters, such as the diameter of the cylindrical jet, its thickness, the diameter of the transverse jets, the flow velocity of the components, the geometry of the zone of their joint movement and the degree of twist.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98100346A RU2154184C2 (en) | 1998-01-05 | 1998-01-05 | Method of mixing of hypergolic propellants |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98100346A RU2154184C2 (en) | 1998-01-05 | 1998-01-05 | Method of mixing of hypergolic propellants |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU98100346A RU98100346A (en) | 1999-09-20 |
| RU2154184C2 true RU2154184C2 (en) | 2000-08-10 |
Family
ID=20201038
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98100346A RU2154184C2 (en) | 1998-01-05 | 1998-01-05 | Method of mixing of hypergolic propellants |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2154184C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2535596C1 (en) * | 2013-05-06 | 2014-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor |
| RU2624419C1 (en) * | 2016-10-03 | 2017-07-03 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Gaseous hydrogen and oxygen thruster with slot nozzle |
| CN107939551A (en) * | 2017-11-29 | 2018-04-20 | 北京航天动力研究所 | A kind of precombustion chamber ejector filler structure |
-
1998
- 1998-01-05 RU RU98100346A patent/RU2154184C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П., Теория ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.189-211. 2. Зрелов В.Н., Серегин Е.П., Жидкие ракетные топлива, - М.: Химия, 1975, с.32, 33. 3. Шаулов Ю.Х., Лернер М.О. Горение в жидкостных ракетных двигателях. - М.: Оборонгиз, 1961, с.132, 120. 4. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2535596C1 (en) * | 2013-05-06 | 2014-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor |
| RU2624419C1 (en) * | 2016-10-03 | 2017-07-03 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Gaseous hydrogen and oxygen thruster with slot nozzle |
| CN107939551A (en) * | 2017-11-29 | 2018-04-20 | 北京航天动力研究所 | A kind of precombustion chamber ejector filler structure |
| CN107939551B (en) * | 2017-11-29 | 2024-02-09 | 北京航天动力研究所 | Pre-combustion chamber injector structure |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2394814C (en) | Feed-dispersion system for fluid catalytic cracking units and process for fluid catalytic cracking | |
| WO2016060581A1 (en) | Device and method for organizing the operating process of a jet engine | |
| US7246483B2 (en) | Energetic detonation propulsion | |
| CA2224615A1 (en) | Nozzle for atomizing liquid in two phase flow | |
| RU2591391C1 (en) | Vortex low-thrust rocket engine on gas fuel | |
| RU2154184C2 (en) | Method of mixing of hypergolic propellants | |
| US6351939B1 (en) | Swirling, impinging sheet injector | |
| EP3434979B1 (en) | Internal combustion engine comprising a combustion chamber and a fuel injector for injecting an over-enriched fuel and air mixture to the combustion chamber of the internal combustion engine | |
| RU2535596C1 (en) | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor | |
| US4650416A (en) | NF3 combustor for cylindrical laser | |
| US11952967B2 (en) | Liquid propellant injector for vortex hybrid rocket motor | |
| US3121992A (en) | Decomposition of nitroparaffins in jet propulsion motor operation | |
| JPS6316438B2 (en) | ||
| JP3677961B2 (en) | Fuel mist formation method and burner apparatus in a burner | |
| RU2463469C2 (en) | Mixing head | |
| US3174283A (en) | Expendable barrier | |
| EP0101109A2 (en) | Mix atomizer | |
| US3136123A (en) | Rocket engine injector | |
| US3568445A (en) | Thrust gas generator and method of operation | |
| SU1796040A3 (en) | Device for producing thrust | |
| US3469394A (en) | Rocket propellant injection | |
| RU2037100C1 (en) | Cutting torch head | |
| RU2716778C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine combustion chamber | |
| RU2397355C2 (en) | Method of operating low-thrust rocket engine | |
| KR102480591B1 (en) | Shear coaxial injector of rocket engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150106 |