RU2288370C2 - Chamber of liquid-propellant thruster - Google Patents
Chamber of liquid-propellant thruster Download PDFInfo
- Publication number
- RU2288370C2 RU2288370C2 RU2004115350/06A RU2004115350A RU2288370C2 RU 2288370 C2 RU2288370 C2 RU 2288370C2 RU 2004115350/06 A RU2004115350/06 A RU 2004115350/06A RU 2004115350 A RU2004115350 A RU 2004115350A RU 2288370 C2 RU2288370 C2 RU 2288370C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- chamber
- liquid
- coaxial
- mixing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Studio Devices (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к устройствам для распыливания, смешения и сжигания самовоспламеняющихся компонентов топлива в жидкостных ракетных двигателях малой тяги (ЖРДМТ) преимущественно тягой менее 3Н.The invention relates to devices for spraying, mixing and burning self-igniting components of fuel in liquid propellant rocket engines of small thrust (LRE) mainly with a thrust of less than 3N.
Известна камера сгорания с газожидкостной форсункой (патент США № 3474970), состоящая из внутренней центробежной жидкостной форсунки и внешней газовой форсунки. Распыленный на капли жидкий компонент перемешивается с газообразным компонентом в камере сгорания. Недостатками упомянутой схемы смесеобразования являются: трудность практической реализации этой схемы в ЖРДМТ, особенно в двигателях тягой менее 3Н, из-за невозможности равномерного распыливания столь малого расхода жидкого компонента (порядка 0,15 г/с и менее) центробежной форсункой и технологические проблемы обеспечения соосности двух форсуночных элементов малых размеров (диаметр внутренней форсунки менее 0,2 мм).Known combustion chamber with a gas-liquid nozzle (US patent No. 3474970), consisting of an internal centrifugal liquid nozzle and an external gas nozzle. The liquid component sprayed onto the droplets is mixed with the gaseous component in the combustion chamber. The disadvantages of this mixture formation scheme are: the difficulty of practical implementation of this scheme in liquid propellant rocket engines, especially in engines with a thrust of less than 3N, due to the impossibility of uniformly spraying such a low flow rate of a liquid component (of the order of 0.15 g / s or less) by a centrifugal nozzle and technological problems of ensuring alignment two nozzle elements of small sizes (the diameter of the inner nozzle is less than 0.2 mm).
Практика изготовления центробежных форсунок показывает, что несмотря на самые жесткие требования к их изготовлению неизбежна несимметричность факела распыла центробежной форсунки к оси камеры сгорания, что приводит к снижению экономичности и перегреву двигателя при работе.The practice of manufacturing centrifugal nozzles shows that despite the most stringent requirements for their manufacture, the asymmetry of the spray nozzle of the centrifugal nozzle to the axis of the combustion chamber is inevitable, which leads to a decrease in efficiency and engine overheating during operation.
Известна форсуночная головка (см. изобретение по п. СССР № 1828685), содержащая корпус с выполненными осевым, соединенным с коллектором подвода первого компонента, и боковыми, соединенными с коллектором подвода второго компонента, струйными элементами, оси которых пересекаются.A nozzle head is known (see the invention in accordance with the USSR No. 1828685), comprising a housing with an axial housing connected to the supply manifold of the first component, and side connected to the supply manifold of the second component, the jet elements whose axes intersect.
На выходе боковые струйных элементов выполнены камеры смешения, каждая из которых соединена дополнительным каналом с коллектором подвода другого компонента.At the outlet, the lateral inkjet elements are equipped with mixing chambers, each of which is connected by an additional channel to the supply manifold of another component.
Недостатками данной конструкции являются технологические трудности изготовления пересекающихся струйных форсунок диаметром ≈ 0,15 мм и невозможность обеспечения более или менее равномерного распределения компонентов топлива по сечению камеры сгорания из-за малого количества форсунок (для тяги 3Н максимум две пары форсунок диаметром 0,15 мм).The disadvantages of this design are the technological difficulties in manufacturing intersecting jet nozzles with a diameter of ≈ 0.15 mm and the inability to ensure a more or less uniform distribution of fuel components over the combustion chamber cross section due to the small number of nozzles (for a 3H thrust, a maximum of two pairs of nozzles with a diameter of 0.15 mm) .
Наиболее близкая по сущности к заявляемому изобретению является газовая горелка, состоящая из двух коаксиальных труб (Р.Б.Ахмедов, Л.М.Цирульников. Технология сжигания горючих газов и жидких топлив. - Л.: Недра, 1984, стр.10). По внешней трубе подается воздух, а по внутренней - горючий газ (метан). Процесс смесеобразования и горения происходит в камере сгорания (топке).The closest in essence to the claimed invention is a gas burner, consisting of two coaxial pipes (RB Akhmedov, L. M. Tsirulnikov. Technology for burning combustible gases and liquid fuels. - L .: Nedra, 1984, p. 10). Air is supplied through the outer pipe, and combustible gas (methane) through the inner pipe. The process of mixture formation and combustion takes place in the combustion chamber (furnace).
Недостатками данной схемы являются проблемы технологического характера по изготовлению и настройке соосных форсунок с отверстиями диаметром менее 0,2 мм (внутренняя форсунка) и ~0,5 мм - внешняя. Кроме этого возникает проблема получения равномерного по окружности зазора между внутренней поверхностью наружной форсунки и внешней поверхностью внутренней форсунки, способного обеспечить приемлемое распределение компонентов топлива по сечению камеры сгорания.The disadvantages of this scheme are technological problems in the manufacture and adjustment of coaxial nozzles with holes with a diameter of less than 0.2 mm (internal nozzle) and ~ 0.5 mm - external. In addition, the problem arises of obtaining a uniform circumferential gap between the inner surface of the outer nozzle and the outer surface of the inner nozzle, capable of providing an acceptable distribution of fuel components over the cross section of the combustion chamber.
В связи с этим, возникают проблемы получения высокой экономичности при удовлетворительном тепловом состоянии камеры сгорания и двигателя в целом.In this regard, there are problems of obtaining high efficiency with a satisfactory thermal state of the combustion chamber and the engine as a whole.
Основной задачей изобретения является обеспечение заданного распределения компонентов по сечению камеры сгорания, позволяющего получить удовлетворительное тепловое состояние камеры сгорания и высокую экономичность двигателя тягой менее 3Н, работающего на самовоспламеняющихся жидких компонентах топлива.The main objective of the invention is to provide a given distribution of components over the cross section of the combustion chamber, which allows to obtain a satisfactory thermal state of the combustion chamber and high efficiency of an engine with a thrust of less than 3N, working on self-igniting liquid fuel components.
Кроме того, с помощью изобретения предполагается упростить технологию изготовления, получить возможность настройки смесеобразования.In addition, with the help of the invention it is supposed to simplify the manufacturing technology, to be able to customize the mixture formation.
Дополнительно с помощью изобретения предлагается обеспечить минимальные объемы заклапанных полостей по линиям окислителя и горючего, что, в свою очередь, приводит к уменьшению времени выхода двигателя на режим номинальной тяги (τ0,9), времени останова (τ0,1) и к уменьшению импульса последствия двигателя (Jн.д.).In addition, using the invention, it is proposed to provide minimum volumes of valve cavities along the lines of the oxidizer and fuel, which, in turn, leads to a decrease in the time the engine reaches the rated thrust mode (τ 0.9 ), stop time (τ 0.1 ), and to a decrease impulse effects of the engine (J n.d. ).
Поставленные задачи решаются с помощью камеры жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ), состоящей из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива и соосного двухкомпонентного смесительного элемента и камеры сгорания, в которой двухкомпонентный смесительный элемент выполнен в виде двух соосных капиллярных трубок, причем хотя бы одна из трубок выполнена из пластически деформируемого материала.The tasks are solved using the chamber of a liquid propellant small thrust engine (LREMT), consisting of a housing for the mixing head with channels for supplying fuel components and a coaxial two-component mixing element and a combustion chamber, in which the two-component mixing element is made in the form of two coaxial capillary tubes, at least one of the tubes is made of plastically deformable material.
Для повышения качества смесеобразования и экономичности торцовая часть наружной капиллярной трубки должна выступать в камеру сгорания в осевом направлении по отношению к внутренней.To improve the quality of mixing and economy, the end part of the outer capillary tube should protrude into the combustion chamber in the axial direction with respect to the inner one.
Выходной участок наружной трубки может быть выполнен сужающимся.The outlet portion of the outer tube may be tapered.
В выходном участке хотя бы одной из капиллярных трубок установлен насадок с соосным капиллярной трубке отверстием требуемого сечения.In the outlet section of at least one of the capillary tubes, nozzles with a coaxial capillary tube with an opening of the desired section are installed.
Наружная капиллярная трубка может быть выполнена в виде осевого отверстия в корпусе смесительной головки или во втулке, устанавливаемой в корпус смесительной головки.The outer capillary tube can be made in the form of an axial hole in the housing of the mixing head or in a sleeve installed in the housing of the mixing head.
Кроме того, в камере перпендикулярно продольной оси может быть установлена перфорированная перегородка.In addition, a perforated partition may be installed in the chamber perpendicular to the longitudinal axis.
Предлагаемое решение поясняется чертежами. На фиг.1 показана камера ЖРДМТ в разрезе, на фиг.2 - вариант взаимного расположения струйных форсунок окислителя и горючего (с сужающейся выходной частью внешней форсунки), на фиг.3 - вариант исполнения форсунок окислителя и горючего, когда на выходном участке хотя бы одной форсунки установлен насадок соосно соответствующей капиллярной трубке.The proposed solution is illustrated by drawings. Figure 1 shows a section of a liquid fuel-oil engine in a section, figure 2 shows a variant of the mutual arrangement of the jet nozzles of the oxidizer and fuel (with a tapering output part of the external nozzle), figure 3 shows an embodiment of the nozzles of the oxidizer and fuel, when at least one nozzle mounted nozzles coaxially to the corresponding capillary tube.
Камера ЖРДМТ состоит из корпуса смесительной головки 1 с подводящим каналом окислителя 2, подводящими каналами горючего 3, 4, коллектором окислителя 5, выполненным во втулке 6, капиллярной трубкой (отверстием) 7, образующей с внешней поверхностью капиллярной трубки 8 кольцевую форсунку окислителя 9. Форсунка горючего 10 образована капиллярным отверстием в трубке 8. К корпусу смесительной головки 1 прикреплена, например сваркой, камера сгорания 11. На выходном участке хотя бы одного отверстия может быть установлен насадок 12. На фиг.3 насадок установлен на выходе из трубки 8. Осевое отверстие в насадке представляет собой форсунку горючего 10. На фиг.2 и 3 выходной участок форсунки окислителя выполнен сужающимся в виде конуса под углом α.The ZhREMT chamber consists of a housing for the mixing head 1 with an oxidant supply channel 2, fuel supply channels 3, 4, an oxidizer collector 5 made in the
Для увеличения экономичности двигателя камера 11 может быть выполнена с перегородкой 13, установленной перпендикулярно ее продольной оси; перегородка представляет собой перфорированную стенку с площадкой в ее центральной части, о которую ударяется совместная струя.To increase the efficiency of the engine, the chamber 11 can be made with a partition 13 mounted perpendicular to its longitudinal axis; the partition is a perforated wall with a platform in its central part, which is hit by a joint stream.
Камера ЖРДМТ работает следующим образом. Окислитель по подводящему каналу 2 поступает в коллектор 5, выполненный в виде отверстия большего диаметра, чем наружный диаметр форсунки окислителя 9, далее в форсунку окислителя 9 и в виде полой струи - в полость камеры сгорания 11. После выхода в полость камеры сгорания струя за счет сил поверхностного натяжения и эжектирующего эффекта, возникающего в полой струе, смыкается, и она становится сплошной. Горючее по подводящим каналам 3, 4 поступает в струйную форсунку горючего 10, образованную капиллярным отверстием в трубке 8 или насадке 12, а из нее в виде сплошной струи - в полость камеры 11.The LHDMT camera works as follows. The oxidizer through the inlet channel 2 enters the collector 5, made in the form of a hole of a larger diameter than the outer diameter of the
В варианте камеры сгорания, приведенном на фиг.1, срез сопла форсунки окислителя 9 выполнен выступающим над срезом сопла форсунки горючего 10. Струя окислителя при таком варианте исполнения охватывает струю горючего. Струя окислителя за счет эжектирующего действия, возникающего в кольцевой щели, образованной полой струей окислителя и сплошной струей горючего, и сил поверхностного натяжения смыкается со струей горючего. При этом происходит жидкофазное смешение окислителя и горючего. Поскольку угол столкновения струй окислителя и горючего очень мал, химическая реакция между окислителем и горючим с образованием кольцевой прослойки парогаза приводит к разделению потоков горючего и окислителя с образованием охлаждающего окислительного пристенка.In the embodiment of the combustion chamber shown in FIG. 1, a section of the nozzle of the nozzle of the
Температура поверхностей камеры сгорания и сопла должна быть низкой даже при достаточно большой приведенной длине камеры сгорания. Это свойство можно использовать в газогенераторах или двигателях, изготавливаемых из нержавеющей стали.The temperature of the surfaces of the combustion chamber and the nozzle should be low even with a sufficiently large reduced length of the combustion chamber. This property can be used in gas generators or engines made of stainless steel.
Для обеспечения равномерного по окружности камеры распределения соотношения компонентов топлива при столкновении струй окислителя и горючего (что в конечном итоге определяет экономичность и тепловое состояние двигателя) очень важно обеспечить равномерность малого по величине кольцевого зазора между форсунками окислителя и горючего, что достигается контролем за равномерностью этого зазора под микроскопом и последующей регулировкой его за счет подгиба выходного участка одной из форсунок, поэтому форсунка, за счет которой выполняется такая регулировка, выполняется из пластически деформируемого материала. Допуски на размер кольцевого зазора устанавливаются в процессе отработки ЖРДМТ по результатам замеров температуры камеры сгорания и сопла.To ensure a uniform distribution of the ratio of the components of the fuel during collision between the oxidizer and fuel jets (which ultimately determines the economy and thermal state of the engine), it is very important to ensure uniformity of the small annular gap between the oxidizer and fuel nozzles, which is achieved by monitoring the uniformity of this gap under the microscope and then adjusting it by bending the output section of one of the nozzles, therefore, the nozzle, due to which this adjustment, made of a plastically deformable material. Tolerances for the size of the annular gap are established during the development of the liquid propellant rocket engine based on the results of measurements of the temperature of the combustion chamber and nozzle.
В варианте камеры сгорания, приведенном на фиг.2, срез сопла форсунки окислителя 9 так же, как на фиг.1, выполнен выступающим над срезом сопла форсунки горючего (показано пунктиром), но, в отличие от варианта исполнения, приведенного на фиг.1, струя окислителя поджимается к струе горючего с углом α≥10° на коническом сужающемся участке.In the embodiment of the combustion chamber shown in FIG. 2, the cut of the nozzle of the
Выполнение сужающейся части не требует изготовления новой форсуночной головки и производится на варианте камеры, приведенном на фиг.1, перед установкой камеры сгорания 11. Поджатие струи окислителя под углом α приводит к увеличению угла столкновения между струями окислителя и горючего; чем больше значение α, тем больше струя окислителя внедряется в струю горючего, тем полнее процесс жидкофазного смешения. В процессе жидкофазного смешения образуются жидкофазные и газофазные промежуточные продукты. Согласно работам, проведенным в Самарском государственном аэрокосмическом университете, газофазные промежуточные продукты выделяются из слоя смешения и, накапливаясь в камере, воспламеняются. Жидкофазные промежуточные продукты, нагреваясь от очага воспламенения, интенсивно разлагаются с выделением большого количества тепла и сгорают, что приводит к высокой экономичности.The implementation of the tapering part does not require the manufacture of a new nozzle head and is performed on the version of the chamber shown in Fig. 1, before installing the combustion chamber 11. The compression of the oxidizer jet at an angle α leads to an increase in the angle of collision between the jet of oxidizer and fuel; the larger the value of α, the more the jet of oxidizer is introduced into the stream of fuel, the more complete the process of liquid-phase mixing. In the process of liquid-phase mixing, liquid-phase and gas-phase intermediates are formed. According to the work carried out at Samara State Aerospace University, gas-phase intermediates are released from the mixing layer and, being accumulated in the chamber, ignite. Liquid-phase intermediates, heating from the ignition site, decompose intensively with the release of a large amount of heat and burn, which leads to high efficiency.
Поджатие струи окислителя приводит к снижению приведенной длины камеры сгорания по сравнению с вариантом, приведенным на фиг.1, и позволяет устанавливать оптимальное положение фронта пламени по длине камеры сгорания и тем самым регулировать величину экономичности двигателя и температуру стенки камеры вблизи форсуночной головки. В варианте камеры сгорания, приведенном на фиг.3, в выходном участке форсунки горючего установлен насадок 12. Назначение насадка - увеличить проходное сечение капиллярных отверстий с целью предотвращения засорения длинных форсунок малого диаметра (≈ 0,12 мм), кроме выходного участка длиной ≈ 1÷2 калибра (калибр = длина канала/диаметр канала). В варианте камеры с установленной в ней перфорированной перегородкой происходит увеличение экономичности двигателя за счет вторичного перемешивания компонентов топлива при соударении совместной струи с перегородкой 13 и последующего распыливания на мельчайшие капли совместной струи (струи горючего, окруженной струей окислителя).The compression of the oxidizer jet reduces the reduced length of the combustion chamber as compared with the embodiment shown in FIG. 1 and makes it possible to establish the optimal position of the flame front along the length of the combustion chamber and thereby control the value of engine efficiency and the temperature of the chamber wall near the nozzle head. In the embodiment of the combustion chamber shown in FIG. 3,
В отличие от прототипа предлагаемое решение:In contrast to the prototype, the proposed solution:
- улучшает степень жидкофазного перемешивания окислителя и горючего, что приводит к увеличению экономичности двигателя;- improves the degree of liquid-phase mixing of the oxidizing agent and fuel, which leads to an increase in engine efficiency;
- позволяет за счет изменения угла поджатия α струи окислителя подбирать оптимальное положение фронта пламени по длине камеры и тем самым регулировать величину экономичности двигателя и температуру стенки камеры вблизи форсуночной головки;- allows, due to a change in the preload angle α of the oxidizer jet, to select the optimal position of the flame front along the length of the chamber and thereby control the value of engine efficiency and the temperature of the chamber wall near the nozzle head;
- обеспечивает равномерное распределение соотношения компонентов топлива по сечению камеры сгорания;- provides a uniform distribution of the ratio of fuel components over the cross section of the combustion chamber;
- исключает отклонение вектора количества движения совместной струи (после перемешивания) от оси камеры сгорания, что обеспечивается регулировкой равномерности кольцевого зазора между форсунками окислителя и горючего;- eliminates the deviation of the vector of the momentum of the joint jet (after mixing) from the axis of the combustion chamber, which is ensured by adjusting the uniformity of the annular gap between the nozzles of the oxidizer and fuel;
- обеспечивает минимальные объемы заклапанных полостей двигателя, что приводит к улучшению его динамических характеристик.- provides minimum volumes of valve-mounted engine cavities, which leads to an improvement in its dynamic characteristics.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004115350/06A RU2288370C2 (en) | 2004-05-20 | 2004-05-20 | Chamber of liquid-propellant thruster |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004115350/06A RU2288370C2 (en) | 2004-05-20 | 2004-05-20 | Chamber of liquid-propellant thruster |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004115350A RU2004115350A (en) | 2005-10-27 |
| RU2288370C2 true RU2288370C2 (en) | 2006-11-27 |
Family
ID=35864095
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004115350/06A RU2288370C2 (en) | 2004-05-20 | 2004-05-20 | Chamber of liquid-propellant thruster |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2288370C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2612491C1 (en) * | 2016-03-01 | 2017-03-09 | Владислав Юрьевич Климов | Steam-gas generator |
| RU2655888C2 (en) * | 2015-05-05 | 2018-05-29 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant engine chamber |
-
2004
- 2004-05-20 RU RU2004115350/06A patent/RU2288370C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Ахмедов Р.Б. и др. Технология сжигания горючих газов и жидких топлив, Ленинград, Недра, 1984, с.10. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2655888C2 (en) * | 2015-05-05 | 2018-05-29 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant engine chamber |
| RU2612491C1 (en) * | 2016-03-01 | 2017-03-09 | Владислав Юрьевич Климов | Steam-gas generator |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004115350A (en) | 2005-10-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5468812B2 (en) | Combustor assembly and fuel nozzle for gas turbine engine | |
| JP4659543B2 (en) | Gas turbine combustor, method for preventing carbonization of fuel, and purge method | |
| CN102174338A (en) | Low-flow, high-mixing ratio and stepless regulation gas-liquid mixing gas generator | |
| CN113983458A (en) | Air/alcohol torch igniter based on bubble atomizing nozzle | |
| WO2016060581A1 (en) | Device and method for organizing the operating process of a jet engine | |
| JP4172270B2 (en) | Coaxial jet injection device | |
| US2715813A (en) | Fuel injector and flame holder | |
| JPH0442564B2 (en) | ||
| RU2288370C2 (en) | Chamber of liquid-propellant thruster | |
| RU2724069C1 (en) | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant | |
| RU2192555C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
| JP7274891B2 (en) | gas atomizing burner nozzle | |
| RU2607918C1 (en) | Coaxial spray nozzle | |
| RU2463469C2 (en) | Mixing head | |
| CN114483380A (en) | Small-sized gas generating device capable of being started for multiple times | |
| RU2716778C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine combustion chamber | |
| RU29130U1 (en) | Heat generator | |
| US11891956B2 (en) | Continuous ignition device exhaust manifold | |
| RU2557139C1 (en) | Method of obtaining of high-temperature steam and gas in liquid rocket steam and gas generator | |
| CN216897281U (en) | Air/alcohol torch igniter based on bubble atomizing nozzle | |
| RU2225947C2 (en) | Liquid propellant engine chamber mixing head | |
| RU220624U1 (en) | Fuel-air burner of a gas turbine engine combustion chamber | |
| RU2484282C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2484288C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2479740C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160521 |