RU2319853C2 - Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine - Google Patents
Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2319853C2 RU2319853C2 RU2005137619/06A RU2005137619A RU2319853C2 RU 2319853 C2 RU2319853 C2 RU 2319853C2 RU 2005137619/06 A RU2005137619/06 A RU 2005137619/06A RU 2005137619 A RU2005137619 A RU 2005137619A RU 2319853 C2 RU2319853 C2 RU 2319853C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- nozzles
- cone
- spray
- centrifugal
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к способам организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ).The invention relates to rocket and space technology, and more particularly to methods for organizing a work process in the chamber of a liquid propellant small thrust engine (LRE).
Известна камера ЖРДМТ (патент РФ №2041375, МПК F02K 9/52, F02K 9/62), в которой реализуется способ организации рабочего процесса, включающий подачу компонентов топлива в камеру сгорания через соосные центробежные форсунки и подачу части одного из компонентов топлива (компонент внешней форсунки) через струйные форсунки, равномерно распределенные по окружности соосной с центробежными форсунками. Компонент топлива, поступающий через струйные форсунки, пересекает конусы распыла соосных центробежных форсунок и, двигаясь далее к стенке камеры сгорания и вдоль нее, взаимодействует с избыточным другим компонентом топлива, одновременно охлаждая стенку камеры.The well-known chamber ZhRDMT (RF patent No. 2041375, IPC F02K 9/52, F02K 9/62), which implements a method of organizing a work process, which includes the supply of fuel components to the combustion chamber through coaxial centrifugal nozzles and the supply of part of one of the fuel components (external component nozzles) through jet nozzles uniformly distributed around a circumference coaxial with centrifugal nozzles. The fuel component entering through the jet nozzles intersects the spray cones of the coaxial centrifugal nozzles and, moving further to the wall of the combustion chamber and along it, interacts with the excess other fuel component, while cooling the chamber wall.
Дополнительная роль струй заключается в том, что они обеспечивают свободный газообмен между предконусной и законусной частью в камере сгорания за счет образования в конусе свободного от пелены пространства от точки пересечения струей конуса до стенки камеры сгорания.An additional role of the jets is that they provide free gas exchange between the pre-cone and the conic part in the combustion chamber due to the formation in the cone of space free from the shroud from the point of intersection of the cone by the jet to the wall of the combustion chamber.
В известном способе, из-за удаленности внутреннего конуса распыла топлива от наружного, за счет малых сил эжекции, слипание пелен конусов наружной и внутренней центробежных форсунок происходит уже в установившемся прямолинейном течении элементарных струй, смешивание компонентов в жидкой фазе протекает недостаточно эффективно и не гарантируется совместное движение компонентов топлива до стенки камеры, что не позволяет достичь качества смешения компонентов топлива, достаточного для достижения экономичности двигателя, близкой к теоретической для заданного соотношения компонентов. Внешним проявлением известного способа является уменьшение угла совместного конуса распыла по сравнению с углом распыла наружной форсунки. При этом совместный конус распыла расположен между конусами распыла наружной и внутренней форсунки, но ближе к конусу распыла внутренней форсунки.In the known method, due to the remoteness of the inner cone of fuel atomization from the outer, due to the small ejection forces, adhesion of the sheets of the cones of the outer and inner centrifugal nozzles occurs already in the steady rectilinear flow of elementary jets, the mixing of the components in the liquid phase is not efficient enough and the joint is not guaranteed the movement of fuel components to the chamber wall, which does not allow achieving the quality of mixing of the fuel components sufficient to achieve engine efficiency close to the theorem ble for a given ratio of components. An external manifestation of the known method is to reduce the angle of the joint spray cone compared to the spray angle of the outer nozzle. In this case, the joint spray cone is located between the spray cones of the external and internal nozzles, but closer to the spray cone of the internal nozzle.
Наиболее близким к заявленному изобретению является способ организации рабочего процесса в ЖРДМТ, заключающийся в подаче компонентов топлива через две соосные центробежные форсунки с образованием цилиндрических пелен, переходящих в конические за срезом сопел форсунок с касанием наружной и внутренней пелен, и с последующим смесеобразованием, воспламенением и горением в объеме камеры сгорания.Closest to the claimed invention is a method of organizing a working process in liquid propellant rocket engines, which consists in feeding the fuel components through two coaxial centrifugal nozzles with the formation of cylindrical sheets, turning into nozzle nozzles that are tapered behind the nozzle section and touching the outer and inner sheets, and followed by mixture formation, ignition and combustion in the volume of the combustion chamber.
В этом способе конусы распыла компонентов топлива за счет эжектирующего эффекта между ними касаются друг друга в зоне перехода цилиндрической пелены второго (подаваемого через наружную форсунку) компонента топлива в коническую с дальнейшим движением компонентов топлива в сторону стенки камеры по максимально приближенным траекториям и параллельно друг другу, перемешиваясь на границе их касания.In this method, the spray cones of the fuel components due to the ejection effect between them touch each other in the transition zone of the cylindrical shroud of the second (supplied through the external nozzle) fuel component to the conical one with further movement of the fuel components towards the chamber wall along the most approximate paths and parallel to each other, mixing at the border of their touch.
Недостатком этого способа является неполное перемешивание компонентов топлива, т.к. в начальный период жидкофазного перемешивания и их дальнейшем движении в сторону стенки камеры при касании пелен не обеспечивается их активное внедрение друг в друга, так как компоненты топлива на границе их касания взаимодействуют между собой, разогреваются и испаряются. При этом продукты промежуточных реакций и паровая прослойка, образующаяся на границе их касания, отталкивают еще не перемешанные фракции пелен. Это приводит к хаотичному взаимодействию этих фракций, что препятствует дальнейшей организации рабочего процесса и снижает его эффективность, а это, в свою очередь, не позволяет достичь высокого удельного импульса тяги и отрицательно влияет на его межэкземплярную стабильность при изготовлении камер.The disadvantage of this method is the incomplete mixing of the fuel components, because during the initial period of liquid-phase mixing and their further movement towards the chamber wall when the diapers are touched, their active introduction into each other is not ensured, since the fuel components at the contact boundary interact with each other, heat up and evaporate. In this case, the products of intermediate reactions and the vapor layer formed at the boundary of their contact repel the still unshuffled fractions of the shroud. This leads to a chaotic interaction of these fractions, which prevents the further organization of the working process and reduces its efficiency, and this, in turn, does not allow to achieve a high specific thrust impulse and negatively affects its inter-instance stability in the manufacture of chambers.
Основной целью предлагаемого способа организации рабочего процесса является повышение эффективности смешения компонентов топлива путем активизации их жидкофазного и последующих фаз перемешивания, что позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя.The main objective of the proposed method of organizing the workflow is to increase the efficiency of mixing fuel components by activating their liquid phase and subsequent mixing phases, which allows to increase the specific impulse of engine thrust.
Поставленная цель достигается тем, что в известном способе организации рабочего процесса в камере сгорания ЖРДМТ, заключающемся в подаче компонентов топлива через две соосные центробежные форсунки с образованием цилиндрических пелен, переходящих в конические за срезами сопел форсунок, с последующим смесеобразованием, воспламенением и горением в объеме камеры сгорания, согласно изобретению при раздельных проливках центробежных форсунок в зоне завершения перехода наружной цилиндрической пелены в коническую (например, для случая, когда 2αг<2αо, в зоне их наибольшего сближения) с прямолинейными траекториями элементарных струй конуса распыла наружной форсунки внешняя поверхность конуса распыла внутренней форсунки удалена в направлении сопла камеры по нормали к внешней поверхности конуса распыла наружной форсунки на величину толщины пелены жидкости в сопле наружной форсунки, где 2αг - угол распыла форсунки горючего, 2αо - угол распыла форсунки окислителя.This goal is achieved by the fact that in the known method of organizing the working process in the combustion chamber of a liquid fuel rail engine, which consists in feeding the fuel components through two coaxial centrifugal nozzles with the formation of cylindrical sheets, turning into nozzle nozzles conical behind the nozzle sections, followed by mixture formation, ignition and combustion in the chamber volume combustion, according to the invention, with separate spills of centrifugal nozzles in the zone of completion of the transition of the outer cylindrical shroud to the conical (for example, for the case when and 2α g <2α о , in the zone of their closest approximation) with rectilinear trajectories of elementary jets of the outer nozzle spray cone, the outer surface of the inner nozzle spray cone is removed in the direction of the chamber nozzle normal to the outer surface of the outer nozzle spray cone by the size of the liquid sheet in the outer nozzle nozzles where 2α r - spray angle of fuel injector, 2α about - oxidant nozzle spray angle.
Разность радиусов сопел наружной и внутренней центробежных форсунок удовлетворяет условиюThe difference between the radii of the nozzles of the outer and inner centrifugal nozzles satisfies the condition
где δ - толщина пелены жидкости в сопле наружной форсунки;where δ is the thickness of the liquid shroud in the nozzle of the outer nozzle;
rс н - радиус сопла наружной форсунки;r with n is the radius of the nozzle of the external nozzle;
rс вн - радиус сопла внутренней форсунки;r with bn is the radius of the nozzle of the internal nozzle;
rmk н - радиус вихря на стенке камеры закручивания наружной форсунки в зоне входных тангенциальных каналов;r mk n is the radius of the vortex on the wall of the swirl chamber of the outer nozzle in the zone of the inlet tangential channels;
Δr - толщина стенки сопла внутренней форсунки.Δr is the wall thickness of the nozzle of the internal nozzle.
При подаче части топлива одного из компонентов через струйные форсунки, равномерно расположенные по окружности, соосной с соплами центробежных наружной и внутренней форсунок, с пересечением струями совместного конуса распыла при их падении на стенку расстояние между осями струй не превышает тридцати их диаметров.When a part of the fuel of one of the components is supplied through jet nozzles uniformly arranged in a circle coaxial with the nozzles of the centrifugal outer and inner nozzles, with the jets crossing the joint spray cone when they fall on the wall, the distance between the axes of the jets does not exceed thirty of their diameters.
Так как толщина пелены в конусе распыла вдоль образующей уменьшается в направлении движения жидкости и в зоне перехода от цилиндрической пелены к конической толщина пелены наружной форсунки меньше, чем в сопле, следовательно, при раздельной работе форсунок между пеленой наружной форсунки и внешней поверхностью пелены внутренней форсунки существует некоторое пространство, в котором при совместной работе обеих центробежных форсунок силы эжекции обеспечивают не касание, а взаимное внедрение пелен и перемешивание компонентов топлива по всей их толщине, в том числе за счет взаимодействий, имеющих переменную по сечению пелены скорость элементарных цилиндрических и переходных прямолинейных струй наружной форсунки с прямолинейными элементарными струями конуса распыла внутренней форсунки. Это позволяет при дальнейшем движении в суммарном конусе распыла реализовать перемешивание не на границе пелен, как предложено в известном способе, а по всей толщине пелены суммарного конуса распыла. Предложенный способ повышает качество перемешивания компонентов топлива и рабочего процесса в камере в целом, что в итоге приводит к повышению удельного импульса тяги двигателя при непрерывном и импульсном режиме работы. Особенностью этого способа является то, что суммарный совместный конус распыла расположен между конусами распыла наружной и внутренней форсунок, но ближе к конусу распыла наружной форсунки либо за его пределами.Since the thickness of the shroud in the spray cone along the generatrix decreases in the direction of fluid flow and in the transition zone from the cylindrical shroud to the conical, the thickness of the shroud of the outer nozzle is smaller than in the nozzle, therefore, when the nozzles are separate between the shroud of the outer nozzle and the outer surface of the shroud of the inner nozzle some space in which when the two centrifugal nozzles work together, the ejection forces do not provide touch, but the mutual introduction of the shroud and mixing of the fuel components along their entire thickness, including due to interactions having a variable over the veil cross section, the velocity of elementary cylindrical and transitional rectilinear jets of the external nozzle with the rectilinear elementary jets of the spray cone of the internal nozzle. This allows for further movement in the total spray cone to realize mixing not at the border of the shroud, as proposed in the known method, but over the entire thickness of the shroud of the total spray cone. The proposed method improves the quality of mixing the fuel components and the working process in the chamber as a whole, which ultimately leads to an increase in the specific impulse of engine thrust during continuous and pulsed operation. A feature of this method is that the total joint spray cone is located between the spray cones of the external and internal nozzles, but closer to or outside the spray cone of the external nozzle.
Дополнительный отличительный признак для дальнейшего увеличения удельного импульса тяги, а также повышения надежности и межэкземплярной стабильности импульса тяги и удельного импульса тяги двигателя при непрерывном и импульсном режиме работы заключается в том, что разность радиусов сопел наружной и внутренней форсунок соответствует условиюAn additional distinguishing feature for further increasing the specific thrust impulse, as well as improving the reliability and inter-instance stability of the thrust impulse and specific thrust impulse of the engine during continuous and pulsed operation, is that the difference between the radii of the nozzles of the external and internal nozzles corresponds to the condition
где δ - толщина пелены жидкости в сопле наружной форсунки;where δ is the thickness of the liquid shroud in the nozzle of the outer nozzle;
rс н - радиус сопла наружной форсунки;r with n - the radius of the outer injector nozzle;
rс вн - радиус сопла внутренней форсунки;r with bn is the radius of the nozzle of the internal nozzle;
rmk н - радиус вихря на стенке камеры закручивания наружной форсунки в зоне входных тангенциальных каналов;r mk n is the radius of the vortex on the wall of the swirl chamber of the outer nozzle in the zone of the inlet tangential channels;
Δr - толщина стенки сопла внутренней форсунки наименьшая величина которой ограничивается возможностями технологии ее изготовления.Δr is the wall thickness of the nozzle of the internal nozzle, the smallest value of which is limited by the capabilities of its manufacturing technology.
Так как при изложенном выше условии конструктивно обеспечивается предельное сближение цилиндрических пелен и их взаимодействие в зоне торцев сопел наружной и внутренней форсунок, выполнение этого отличительного признака совместно с основным гарантирует активное взаимное внедрение и перемешивание компонентов топлива в жидкой фазе. При этом реализуется взаимодействие элементарных цилиндрических, переходных и прямолинейных струй пелены конуса распыла наружной форсунки не только с прямолинейными, но и с элементарными цилиндрическими и переходными струями пелены конуса распыла внутренней центробежной форсунки, что в значительной степени улучшает эффективность жидкофазного перемешивания и рабочего процесса в камере в целом и, следовательно, повышает удельный импульс тяги, надежность и стабильность получаемого результата, в том числе тяги и импульса тяги двигателя при непрерывном и импульсном режимах работы.Since, under the above condition, the closest approach of the cylindrical swaddles and their interaction in the zone of the nozzle ends of the outer and inner nozzles is structurally ensured, the fulfillment of this distinguishing feature together with the main one guarantees active mutual introduction and mixing of the fuel components in the liquid phase. In this case, the interaction of elementary cylindrical, transitional and rectilinear jets of the veil of the spray cone of the external nozzle is realized not only with straightforward, but also with elementary cylindrical and transitional jets of the shroud of the spray cone of the inner centrifugal nozzle, which significantly improves the efficiency of liquid-phase mixing and the working process in the chamber in overall and therefore increases the specific thrust impulse, reliability and stability of the result, including thrust and thrust impulse of the engine with continuous and pulsed modes.
При проведении экспериментальных работ для реализации предложенного способа в зоне наибольших значений удельного импульса тяги в процессе гидравлических испытаний было зафиксировано значительное увеличение суммарного угла конуса распыла до 20 градусов и более, превышающее наибольший угол наружной и внутренней центробежных форсунок, полученных при раздельных (автономных) проливках. То есть, особенностью выполнения основного и дополнительного признаков является то, что суммарный угол конуса распыла становится больше большего из углов конусов распыла наружной и внутренней форсунок, зафиксированных при их раздельных проливках, и находится в зоне наибольших своих значений.When conducting experimental work to implement the proposed method in the zone of the highest values of specific impulse of thrust during hydraulic tests, a significant increase in the total angle of the spray cone to 20 degrees or more was recorded, exceeding the largest angle of the outer and inner centrifugal nozzles obtained with separate (autonomous) spills. That is, the peculiarity of the implementation of the main and additional features is that the total angle of the spray cone becomes larger than the larger of the corners of the spray cones of the external and internal nozzles, fixed during their separate spillings, and is in the zone of its greatest values.
Для повышения стабильности процесса горения и надежности тепловой защиты стенки камеры часть одного из компонентов топлива подают через струйные форсунки, равномерно распределенные по окружности, соосной с центробежными форсунками, таким образом, что струи пересекают совместный конус распыла и падают на стенку камеры сгорания с шагом по периметру, не превышающим тридцати диаметров струй.To increase the stability of the combustion process and the reliability of thermal protection of the chamber wall, part of one of the fuel components is fed through jet nozzles uniformly distributed around a circle coaxial with centrifugal nozzles, so that the jets intersect the joint spray cone and fall on the wall of the combustion chamber with a step along the perimeter not exceeding thirty diameters of the jets.
После падения на стенку струи растекаются в виде пелены, движущейся стенке камеры в сторону минимального сечения сопла, испаряются и создают пристеночный слой с избытком компонента, истекающего через наружную форсунку, например, окислителя, который за счет взаимодействия с прилегающим слоем, насыщенным компонентом внутренней форсунки, например горючим, интенсифицирует рабочий процесс преобразования топлива и повышает его эффективность, а с другой стороны охлаждает стенку и поддерживает приемлемый температурный режим камеры.After falling onto the wall, the jets spread in the form of a veil, the moving chamber wall towards the minimum nozzle section, evaporate and create a wall layer with an excess of the component flowing through the external nozzle, for example, an oxidizing agent, which due to interaction with the adjacent layer saturated with the component of the internal nozzle, for example, fuel, it intensifies the fuel conversion workflow and increases its efficiency, and on the other hand cools the wall and maintains an acceptable temperature regime of the chamber.
При увеличении расстояния между струями свыше 30 диаметров струйных форсунок зона растекания струй не обеспечивает необходимую степень перекрытия соседних пелен от струй, что ухудшает условия охлаждения и приводит к повышению температуры стенки камеры и ухудшает организацию взаимодействия пелен с окружающей средой, насыщенной избытком горючего, что в свою очередь также снижает эффективность рабочего процесса в камере.With an increase in the distance between the jets over 30 diameters of the jet nozzles, the zone of spreading of the jets does not provide the necessary degree of overlap of adjacent diapers from the jets, which worsens the cooling conditions and leads to an increase in the temperature of the chamber wall and impairs the organization of interaction of the diapers with an environment saturated with excess fuel, which queue also reduces the efficiency of the workflow in the chamber.
Предлагаемый способ организации рабочего процесса в камере сгорания ЖРДМТ поясняется чертежами и фотографиями.The proposed method of organizing the working process in the combustion chamber of a liquid fuel rail engine is illustrated by drawings and photographs.
На фиг.1, 2, 3 и 4 показана схема организации смешения компонентов топлива. На фиг.1, 3 - конуса при раздельных проливках центробежных форсунок. На фиг.2, 4 - конуса при совместных проливках центробежных форсунок.Figure 1, 2, 3 and 4 shows a diagram of the organization of the mixing of fuel components. In figure 1, 3 - cone with separate spills of centrifugal nozzles. In figure 2, 4 - cone when joint spills of centrifugal nozzles.
Для примера, на фиг.5 и фиг.6 при конкретных размерах форсунок приведены графики зависимости суммарного угла распыла и удельного импульса тяги от величины подторцовки, однозначно определяющей расстояние между внешней поверхностью конуса распыла внутренней форсунки по нормали к внешней поверхности конуса распыла наружной форсунки, приведенное на фиг.3 и фиг.4For example, in Fig. 5 and Fig. 6, for specific nozzle sizes, graphs are presented showing the dependence of the total spray angle and specific thrust impulse on the size of the trim, which uniquely determines the distance between the outer surface of the spray cone of the internal nozzle normal to the outer surface of the spray cone of the external nozzle, shown figure 3 and figure 4
Для примера, на фиг.7, 8, 9 приведены фотографии раздельных и суммарного конусов распыла двухкомпонентной соосной центробежной форсунки с периферийными струйными форсунками, полученных при выполнении всех признаков способа.For example, Figs. 7, 8, 9 show photographs of separate and total spray cones of a two-component coaxial centrifugal nozzle with peripheral jet nozzles obtained by performing all the features of the method.
Для каждой конфигурации и различных геометрических характеристик форсунок конкретные параметры углов, зависимостей углов и удельного импульса тяги от взаимного положения конусов будут различными, но тем не менее выполнение изложенных отличительных признаков обеспечивает в непрерывном и импульсном режимах повышенный удельный импульс тяги и стабильность тяги, импульса тяги и удельного импульса тяги.For each configuration and different geometric characteristics of the nozzles, the specific parameters of the angles, the dependences of the angles and specific thrust impulse on the relative position of the cones will be different, but nonetheless, the implementation of the above distinguishing features provides in the continuous and pulsed modes an increased specific thrust impulse and stability of the thrust, thrust impulse and specific impulse of thrust.
Предложенный способ может быть осуществлен различными устройствами, например, приведенными на фиг.1, 2, 3, 4.The proposed method can be implemented by various devices, for example, shown in figure 1, 2, 3, 4.
Устройство состоит из двух соосных центробежных форсунок с соплами 1 и 2. Коллектор 3 наружной центробежной форсунки сообщен тангенциальными каналами 4 с ее камерой закручивания, а струйными форсунками 5 - с камерой сгорания 6.The device consists of two coaxial centrifugal nozzles with
При раздельных проливках внешняя форсунка образует конус распыла 7, который пересекается струями струйных форсунок 5 (фиг.1, 3), а внутренняя центробежная форсунка - конус распыла 8.With separate spillages, the external nozzle forms a
При совместной проливке образуется совместный суммарный конус распыла 9, который пересекается струями струйных форсунок 5 (фиг.2, 4).During joint pouring, a joint
Предложенный способ реализуется следующим образом.The proposed method is implemented as follows.
На этапе разработки двигателя, осуществляя совместные проливки центробежных форсунок, фотографируют суммарный угол распыла при различном расстоянии между торцами сопел соосных центробежных форсунок. Строят зависимость величины суммарного угла конуса распыла от величины подторцовки. Соответствие величины подторцовки условиям, позволяющим реализовать признаки заявляемого способа организации рабочего процесса, определяется по зоне пологого максимума угла раскрытия суммарного конуса распыла (фиг.5) при наименьшей величине подторцовки, обеспечивающей устойчивый рабочий процесс в камере двигателя.At the stage of engine development, carrying out joint spills of centrifugal nozzles, photograph the total spray angle at different distances between the ends of the nozzles of the coaxial centrifugal nozzles. The dependence of the total angle of the spray cone on the value of the trimming is built. The correspondence of the trimming value to conditions allowing to realize the features of the proposed method of organizing the working process is determined by the zone of the flat maximum angle of the opening of the total spray cone (Fig. 5) with the smallest trimming value, which ensures a stable working process in the engine chamber.
В процессе производства двигателя для реализации способа выполняют работы в следующей последовательности:In the process of manufacturing an engine to implement the method, work is performed in the following sequence:
1. Проводят раздельную проливку соосных центробежных форсунок при заданных входных давлениях по магистралям (наружная форсунка с соплом 1 и внутренняя форсунка с соплом 2) с фотографированием каждого конуса распыла отдельно (фиг.7 и 8). Определяют значения углов конусов распыла.1. Conduct separate pouring of coaxial centrifugal nozzles at predetermined inlet pressures along the mains (outer nozzle with
2. Расчетным методом определяют толщину пелены в сопле наружной форсунки с учетом величины суммарного угла конуса распыла.2. The thickness of the shroud in the nozzle of the outer nozzle is determined by the calculation method, taking into account the value of the total angle of the spray cone.
3. Графическим построением или аналитически, например, на персональном компьютере, определяют величину подторцовки, обеспечивающую для полученных по п.1 значений углов конусов распыла в зоне завершения перехода цилиндрической пелены в коническую расстояние от внешней поверхности конуса распыла наружной форсунки по нормали в сторону сопла камеры к указанной поверхности до внешней поверхности конуса распыла внутренней форсунки, равное толщине пелены, рассчитанной по п.2 с учетом наибольшего угла раскрытия суммарного конуса распыла, определенного на этапе разработки двигателя по фиг.5.3. By graphical construction or analytically, for example, on a personal computer, the trimming value is determined, which ensures for the values of the spray cone angles obtained according to
4. При несоответствии реального расстояния между торцами центробежных форсунок, определенному по п.3, проводят доработку торца сопла внутренней или наружной форсунок. Затем выполняют совместную проливку центробежных форсунок и фотографируют суммарный угол конуса распыла (фиг.9). Если этот угол превышает наибольший угол из углов конусов распыла, полученных при раздельных проливках, и находится в зоне наибольших значений угла раскрытия суммарного конуса распыла при наименьшей подторцовке по фиг.5, определенной на этапе разработки двигателя, то можно считать, что заявляемый способ реализован (фиг.6).4. If the real distance between the ends of the centrifugal nozzles, as defined in
5. Проводят огневые контрольно-технологические испытания и окончательно подтверждают реализацию способа организации рабочего процесса по значению удельного импульса тяги, укладывающемуся в узкий диапазон, установленный для данного конкретного типа двигателей.5. Carry out fire control and technological tests and finally confirm the implementation of the method of organizing the workflow by the value of the specific impulse of traction, falling within the narrow range established for this particular type of engine.
Следует отметить, что соблюдение дополнительного (фиг.3, 4) условия
Организация рабочего процесса в камере сгорания ЖРДМТ по данному способу происходит следующим образом.The organization of the working process in the combustion chamber of the liquid propellant rocket engine according to this method is as follows.
Через внутреннюю центробежную форсунку с соплом 2 (фиг.1, 2, 3, 4) подают один из компонентов, например горючее. Второй компонент, например окислитель, подают в коллектор 3 наружной центробежной форсунки, из которого он через тангенциальные каналы 4 поступает в камеру закручивания и истекает из сопла 1. Часть окислителя через струйные форсунки 5 поступает в камеру сгорания 6.Through the internal centrifugal nozzle with the nozzle 2 (Fig.1, 2, 3, 4) serves one of the components, for example fuel. The second component, for example, an oxidizing agent, is fed into the
Цилиндрические пелены окислителя и горючего за пределами сопел 1 и 2 (см. фиг.1) переходят в конические с прямолинейными элементарными струями. На начальном участке конические пелены являются сплошными, и за счет эжекции пространство между ними вакуумируется. За счет подобранных по заявленному способу размеров вакуум в кольцевой полости между пеленами окислителя и горючего обеспечивает изменение траекторий элементарных струй (и формы конусов распыла) таким образом, что столкновение пелен происходит в начальной зоне перехода цилиндрической пелены окислителя в коническую (см. фиг.2). При этом в зоне перехода цилиндрической пелены в коническую за счет переходных процессов при течении струй в конусах распыла окислителя и горючего (вихревые течения) происходит интенсивное внедрение и жидкофазное перемешивание компонентов топлива, обеспечивающее более качественное протекание рабочего процесса в камере. Реализованность заявляемого способа определяется по суммарному углу конуса распыла при совместной проливке обеих центробежных форсунок, который может и не превышать наибольший из углов раздельных конусов распыла, а находиться между углами этих конусов распыла, но ближе к конусу распыла наружной форсунки. На фиг.3 и 4 приведено устройство, где радиальное расстояние между соплами соответствует основному и второму пунктам формулы, т.е. при осуществлении основного пункта формулы расстояние между радиусами сопел наружной и внутренней форсунок соответствует условию 
С целью повышения стабильности процесса горения в камере сгорания и организации ее охлаждения часть окислителя подают через струйные форсунки 5, равномерно расположенные по окружности, соосной с соплами центробежных форсунок. Струи пересекают совместный конус распыла, обеспечивая качественное перемешивание реагирующих компонентов, и, достигая стенок камеры сгорания, растекаются в виде пелен А, которые при условии обеспечения расстояния между точками падения струй на стенку камеры сгорания, не превышающего тридцати их диаметров, смыкаются на стенке с обеспечением надежного пленочного охлаждения.In order to increase the stability of the combustion process in the combustion chamber and organize its cooling, a part of the oxidizer is fed through the
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005137619/06A RU2319853C2 (en) | 2005-12-02 | 2005-12-02 | Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005137619/06A RU2319853C2 (en) | 2005-12-02 | 2005-12-02 | Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005137619A RU2005137619A (en) | 2007-06-20 |
| RU2319853C2 true RU2319853C2 (en) | 2008-03-20 |
Family
ID=38313801
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005137619/06A RU2319853C2 (en) | 2005-12-02 | 2005-12-02 | Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2319853C2 (en) |
Cited By (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2481493C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-10 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2481494C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-10 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2481492C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-10 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2482320C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2482317C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2482319C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2483223C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-27 | Черниченко Владимир Викторович | Method of feeding fuel components into liquid-propellant rocket engine chamber |
| RU2488012C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-07-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method of feeding three-component propellant into combustion chamber of liquid-propellant rocket engine and coaxial-jet atomiser to this end |
| RU2490500C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Черниченко Владимир Викторович | Method for supplying fuel components to chamber ot three-component liquid-propellant engine |
| RU2493404C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method to supply fuel components in chamber of three-component liquid propellant rocket engine |
| RU2495271C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-10-10 | Черниченко Владимир Викторович | Method of feeding three-component fuel into liquid-propellant rocket engine chamber |
| RU2495272C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-10-10 | Владимир Викторович Черниченко | Method of feeding three-component fuel into liquid-propellant rocket engine chamber |
| RU2502886C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-12-27 | Владимир Викторович Черниченко | Method of fuel components feed in three-component liquid propellant rocket engine combustion chamber |
| 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 |
| RU2576765C2 (en) * | 2013-03-29 | 2016-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant rocket engine spray atomiser |
| RU2577908C1 (en) * | 2014-11-05 | 2016-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Low-thrust liquid-propellant engine |
-
2005
- 2005-12-02 RU RU2005137619/06A patent/RU2319853C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2481493C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-10 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2481494C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-10 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2481492C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-10 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2482320C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2482317C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2482319C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
| RU2483223C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-05-27 | Черниченко Владимир Викторович | Method of feeding fuel components into liquid-propellant rocket engine chamber |
| RU2490500C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Черниченко Владимир Викторович | Method for supplying fuel components to chamber ot three-component liquid-propellant engine |
| RU2488012C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-07-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method of feeding three-component propellant into combustion chamber of liquid-propellant rocket engine and coaxial-jet atomiser to this end |
| RU2493404C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Method to supply fuel components in chamber of three-component liquid propellant rocket engine |
| RU2495271C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-10-10 | Черниченко Владимир Викторович | Method of feeding three-component fuel into liquid-propellant rocket engine chamber |
| RU2495272C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-10-10 | Владимир Викторович Черниченко | Method of feeding three-component fuel into liquid-propellant rocket engine chamber |
| RU2502886C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-12-27 | Владимир Викторович Черниченко | Method of fuel components feed in three-component liquid propellant rocket engine combustion chamber |
| RU2576765C2 (en) * | 2013-03-29 | 2016-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant rocket engine spray atomiser |
| 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 |
| RU2577908C1 (en) * | 2014-11-05 | 2016-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Low-thrust liquid-propellant engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005137619A (en) | 2007-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2319853C2 (en) | Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
| JP5892622B2 (en) | Multi-tube valveless pulse detonation engine | |
| US11628455B2 (en) | Atomizers | |
| US20210003285A1 (en) | Systems, Apparatuses And Methods For Improved Rotation Detonation Engines | |
| RU2430307C2 (en) | Air-fuel mix injector, combustion chamber and gas turbine engine with said injector | |
| CN109931628B (en) | Annular cavity rotational flow opposite-spraying structure based on RDE combustion chamber | |
| US6863228B2 (en) | Discrete jet atomizer | |
| US11761635B2 (en) | Rotating detonation engines and related devices and methods | |
| JP2011047638A (en) | Constitution of pulse detonation combustor to improve transition from deflagration to detonation | |
| US7980056B2 (en) | Methods and apparatus for controlling air flow within a pulse detonation engine | |
| US20150013305A1 (en) | Dual-Mode Combustor | |
| RU2437032C2 (en) | Air-fuel mixture spray device, combustion chamber and gas turbine engine equipped with such device | |
| US20070137172A1 (en) | Geometric configuration and confinement for deflagration to detonation transition enhancement | |
| CN109028148A (en) | Rotation detonating combustion device with fluid diode structure | |
| US7685806B2 (en) | Method and apparatus for supersonic and shock noise reduction in aircraft engines using pneumatic corrugations | |
| WO2016060581A1 (en) | Device and method for organizing the operating process of a jet engine | |
| CN110195664B (en) | Engine with rotary detonation combustion system | |
| KR102005545B1 (en) | Swirler | |
| RU2572261C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
| CN110195654B (en) | Engine with rotary detonation combustion system | |
| CN110195881B (en) | Engine with rotary detonation combustion system | |
| US6351939B1 (en) | Swirling, impinging sheet injector | |
| EP3056713B1 (en) | Exhaust mixer for wave rotor assembly | |
| JP4172270B2 (en) | Coaxial jet injection device | |
| RU2041375C1 (en) | Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191203 |