RU2386846C2 - Low-thrust rocket engine - Google Patents
Low-thrust rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2386846C2 RU2386846C2 RU2007142117/06A RU2007142117A RU2386846C2 RU 2386846 C2 RU2386846 C2 RU 2386846C2 RU 2007142117/06 A RU2007142117/06 A RU 2007142117/06A RU 2007142117 A RU2007142117 A RU 2007142117A RU 2386846 C2 RU2386846 C2 RU 2386846C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- channels
- ignition
- fuel
- axis
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно - к ракетным двигателям малой тяги на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Изобретение может быть использовано в авиационной технике и агрегатах промышленной энергетики.The invention relates to rocket and space technology, and more particularly, to small thrust rocket engines on non-combustible fuel components. The invention can be used in aircraft and industrial power units.
Известен ракетный двигатель на несамовоспламеняющихся компонентах топлива (патент US №3712059, кл. 60-258), который имеет смесительную головку с установленной в ней центробежной форсункой горючего, струйными форсунками окислителя, электрическим воспламенителем и корпус камеры с трактом регенеративного охлаждения.Known rocket engine on non-combustible fuel components (US patent No. 3712059, class 60-258), which has a mixing head with a centrifugal fuel nozzle installed in it, jet nozzles of an oxidizer, an electric igniter and a chamber body with a regenerative cooling path.
Газообразный кислород подводится в корпус камеры в районе минимального сечения сопла, проходит тракт регенеративного охлаждения и направляется струйными форсунками на внутреннюю стенку камеры сгорания для создания пристеночного слоя внутреннего охлаждения. Горючее подается в камеру сгорания центробежной форсункой в виде конуса распыла, сталкивающегося с окислительным пристеночным слоем внутреннего охлаждения. В результате столкновения конуса распыла горючего и окислительного пристеночного слоя внутреннего охлаждения происходит смесеобразование. Топливная смесь с обратными вихрями внутри конуса распыла горючего поступает в камеру закручивания и поджигается плазменным потоком кислорода, истекающим из системы воспламенения.Gaseous oxygen is introduced into the chamber body in the region of the minimum nozzle section, passes through the regenerative cooling path and is directed by jet nozzles to the inner wall of the combustion chamber to create a wall layer of internal cooling. Fuel is supplied to the combustion chamber by a centrifugal nozzle in the form of a spray cone colliding with the oxidative wall layer of internal cooling. As a result of the collision of the spray cone of the fuel and the oxidative near-wall layer of internal cooling, mixture formation occurs. The fuel mixture with reverse vortices inside the fuel spray cone enters the swirl chamber and is ignited by a plasma stream of oxygen flowing out of the ignition system.
Недостатками такого ракетного двигателя являются организация процессов смесеобразования и горения на стенке камеры сгорания и неэффективное использование его объема, которые приводят к низкому совершенству процессов в камере сгорания (φβ=0,67…0,76) и к потребности в регенеративном охлаждении, усложняющем конструкцию корпуса камеры. Наличие постоянного очага горения внутри центробежной форсунки и отсутствие защиты воспламенителя от воздействия продуктов сгорания из этого очага может стать причиной выхода из строя воспламенителя.The disadvantages of such a rocket engine are the organization of the processes of mixture formation and combustion on the wall of the combustion chamber and the inefficient use of its volume, which lead to low perfection of the processes in the combustion chamber (φ β = 0.67 ... 0.76) and the need for regenerative cooling, which complicates the design camera body. The presence of a constant burning center inside the centrifugal nozzle and the lack of protection of the igniter from the effects of combustion products from this center can cause the failure of the igniter.
Эти недостатки устраняются в ракетном двигателе малой тяги (патент РФ №2183761 С2, опубл. 20.06.2002, бюл. №17), в котором с целью разделения рабочего процесса на предварительный режим для воспламенения компонентов топлива и запуска рабочего процесса и рабочий, после отключения системы воспламенения, введены отдельные элементы подачи горючего в систему воспламенения, включаемые при запуске рабочего процесса и отключаемые на рабочем режиме.These shortcomings are eliminated in a small thrust rocket engine (RF patent No. 2183761 C2, publ. 06/20/2002, bull. No. 17), in which, with the aim of dividing the working process into a preliminary mode for igniting the fuel components and starting the working process, and the worker, after shutdown ignition system, separate fuel supply elements have been introduced into the ignition system, which are switched on at the start of the working process and switched off in the operating mode.
Известный ракетный двигатель малой тяги содержит основную камеру и предкамеру с воспламенительным устройством, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру и магистраль подвода горючего в основную камеру. В предкамеру введен смесительный элемент с реакционной внутренней полостью и шнеком, выполненным на его внешней поверхности. В воспламенительном устройстве, установленном перед смесительным элементом, расположена полость подачи горючего, соединенная струйными форсунками с магистралью подвода горючего в предкамеру. На выходе смесительного элемента, на его наружной поверхности установлена втулка, образующая с корпусом смесительного элемента полость закручивания потока горючего, которая соединена тангенциальными каналами во втулке с магистралью подвода горючего в основную камеру. Выход из полости закручивания горючего в основную камеру пережат кольцевым выступом, выполненным во втулке. Магистраль подвода окислителя соединена с коллектором, расположенным перед входом в шнек смесительного элемента со стороны основной камеры.Known rocket thruster contains a main chamber and a pre-chamber with an ignition device, a fuel supply line and an oxidizing agent in the pre-chamber, and a fuel supply line to the main camera. A mixing element with a reaction inner cavity and an auger made on its outer surface is introduced into the pre-chamber. In the igniter device installed in front of the mixing element, there is a fuel supply cavity connected by jet nozzles to the fuel supply line to the pre-chamber. At the outlet of the mixing element, a sleeve is installed on its outer surface, which forms a cavity for swirling the fuel flow with the housing of the mixing element, which is connected by tangential channels in the sleeve to the fuel supply line to the main chamber. The exit from the fuel swirling cavity into the main chamber is pinched by an annular protrusion made in the sleeve. The oxidizer supply line is connected to a collector located in front of the entrance to the auger of the mixing element from the side of the main chamber.
Газообразный окислитель из магистрали подвода окислителя подается шнекоцентробежной форсункой в реакционную полость смесительного элемента в виде закрученного потока и истекает из нее в камеру, где сталкивается с закрученным центробежной форсункой потоком горючего. Горючее для системы воспламенения впрыскивается в полость подачи горючего струйными форсунками, смешивается с окислителем осевой вихревой зоны обратного тока из реакционной полости и создает топливную смесь, которая распространяется как в воспламенительное устройство, так и в реакционную полость.The gaseous oxidizer from the oxidizer supply line is fed by a screw centrifugal nozzle into the reaction cavity of the mixing element in the form of a swirling flow and flows out of it into the chamber, where it encounters a swirling flow of fuel from the centrifugal nozzle. The fuel for the ignition system is injected into the fuel supply cavity by jet nozzles, mixed with the oxidizing agent of the axial vortex zone of the reverse current from the reaction cavity and creates a fuel mixture that propagates both into the ignition device and into the reaction cavity.
Рабочий процесс начинается с подачи газообразного окислителя в реакционную полость, затем вспрыскивается горючее в полость подачи горючего и включается воспламенительное устройство. После зажигания компонентов топлива в реакционной полости и достижения в основной камере предварительного давления воспламенительное устройство отключается, а расход горючего переключается непосредственно в основную камеру. Ракетный двигатель малой тяги выходит на рабочий режим.The working process begins with the supply of a gaseous oxidizing agent to the reaction cavity, then fuel is injected into the fuel supply cavity and the igniter is turned on. After igniting the fuel components in the reaction cavity and reaching the preliminary pressure in the main chamber, the ignition device is turned off, and the fuel consumption is switched directly to the main chamber. The thrust rocket engine goes into operation.
В таком ракетном двигателе малой тяги обеспечивается эффективное ядро горения, надежная теплозащита стенок камеры сгорания и сопла. Система воспламенения выключается после выхода ракетного двигателя малой тяги на рабочий режим.In such a small thrust rocket engine, an effective combustion core is provided, reliable thermal protection of the walls of the combustion chamber and nozzle. The ignition system turns off when the thrust rocket engine enters the operating mode.
Недостатком известного ракетного двигателя малой тяги является сложность управления его работой, заключающаяся в необходимости придерживаться строгой последовательности подачи компонентов топлива в камеру и включения в работу воспламенительного устройства, необходимость в дополнительных агрегатах, элементах системы управления. Кроме того, основным недостатком известного ракетного двигателя малой тяги является превращение магистрали подвода горючего в предкамеру и полости воспламенительного устройства после его отключения в тупиковые. Тупиковые полости могут быть засорены твердыми и смолообразными фракциями продуктов сгорания, занесенными вихревыми зонами обратного тока из камеры. Вероятность засорения увеличивается из-за нестационарного процесса повышения давления в камере с предварительного до рабочего и наличия пульсаций давления в камере во время работы ракетного двигателя малой тяги. Все эти недостатки снижают надежность работы системы воспламенения и ракетного двигателя малой тяги в целом.A disadvantage of the known rocket thruster is the difficulty in controlling its operation, which consists in the need to adhere to a strict sequence of supplying fuel components to the chamber and turning on the ignition device, the need for additional units, control system elements. In addition, the main disadvantage of the known small thrust rocket engine is the transformation of the fuel supply line into the antechamber and the cavity of the ignition device after it is turned off to dead ends. Dead-end cavities can be clogged with solid and gummy fractions of the combustion products carried by the vortex zones of the reverse current from the chamber. The likelihood of clogging increases due to the unsteady process of increasing the pressure in the chamber from preliminary to working and the presence of pressure pulsations in the chamber during operation of the thruster. All these shortcomings reduce the reliability of the ignition system and the small thrust rocket engine as a whole.
Известно также устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания (патент РФ №2183763 С2, опубл. 20.06.2002, бюл. №17), содержащее корпус, в котором центрально установлена электрическая свеча, смесительный элемент, внутри которого образована реакционная полость, сужающаяся к выходу в камеру сгорания, а на наружной поверхности выполнен шнек, на входе которого со стороны камеры сгорания размещен коллектор подвода окислителя, полость подачи горючего и коллектор подвода горючего, причем полость подачи горючего образована во втулке, установленной с образованием подсвечной полости, которая соединена через центральное отверстие, выполненное во втулке, с полостью подачи горючего и сквозными периферийными отверстиями, выполненными в этой же втулке вокруг полости подачи горючего, с зазором между смесительным элементом и втулкой. Зазор между смесительным элементом и втулкой выполняет функции камеры закручивания шнекоцентробежной форсунки окислителя.It is also known a device for igniting fuel components in a combustion chamber (RF patent No. 2183763 C2, publ. 06/20/2002, bull. No. 17), containing a housing in which the electric candle is centrally mounted, a mixing element, inside which a reaction cavity is formed, tapering to exit to the combustion chamber, and on the outer surface a screw is made, at the entrance of which, from the side of the combustion chamber, an oxidizer supply manifold, a fuel supply cavity and a fuel supply manifold are arranged, the fuel supply cavity being formed in the sleeve, tanned with the formation of the backlight cavity, which is connected through the Central hole made in the sleeve, with the fuel supply cavity and through peripheral holes made in the same sleeve around the fuel supply cavity, with a gap between the mixing element and the sleeve. The gap between the mixing element and the sleeve acts as a twisting chamber of the screw-centrifugal oxidizer nozzle.
Газообразный окислитель из коллектора подвода подается шнекоцентробежной форсункой в реакционную полость смесительного элемента в виде закрученного потока и через ее сужающуюся часть истекает в камеру сгорания. Закрученный поток образует в реакционной полости приосевую зону обратного тока, распространяющуюся в полость подачи горючего. Горючее из коллектора подвода впрыскивается в полость подачи горючего струйными форсунками. Топливная смесь, полученная перемешиванием окислителя и горючего, поступает в подсвечную полость из полости подачи горючего через центральное отверстие во втулке. Дополнительно в подсвечную полость подается окислитель из камеры закручивания шнекоцентробежной форсунки через периферийные сквозные отверстия.The gaseous oxidizer from the supply manifold is fed by a screw centrifugal nozzle into the reaction cavity of the mixing element in the form of a swirling flow and flows through its tapering part into the combustion chamber. The swirling flow forms a paraxial reverse current zone in the reaction cavity, which extends into the fuel supply cavity. Fuel from the supply manifold is injected into the fuel supply cavity by jet nozzles. The fuel mixture obtained by mixing the oxidizing agent and fuel enters the backlight cavity from the fuel supply cavity through a central hole in the sleeve. In addition, an oxidizing agent is supplied to the illumination cavity from the screw chamber of the screw centrifugal nozzle through peripheral through holes.
При подаче импульсов электрического тока на электроды свечи топливная смесь в подсвечной полости воспламеняется. Высокотемпературные продукты сгорания впрыскиваются в полость подачи горючего и поджигают топливную смесь в полости подачи горючего и реакционной полости смесительного элемента. Продукты сгорания из реакционной полости через пережатое сечение направляются в камеру сгорания.When applying electric current pulses to the spark plug electrodes, the fuel mixture in the backlight cavity ignites. High-temperature combustion products are injected into the fuel supply cavity and ignite the fuel mixture in the fuel supply and reaction cavity of the mixing element. The combustion products from the reaction cavity through the clamped section are sent to the combustion chamber.
В таком устройстве обеспечивается эффективная теплозащита стенок камеры сгорания и сопла. Однако количество окислителя, поступающего из реакционной зоны только за счет обратных токов с одной стороны и из зазора между смесительным элементом и втулкой через периферийные отверстия, подсвечную полость и центральное отверстие втулки с другой стороны, и его количество движения недостаточны для интенсивного перемешивания с горючим. Некачественное смесеобразование в полости подачи горючего, а также отсутствие механизмов его интенсификации приводят к затрудненному воспламенению топливной смеси и к организации неоднородного ядра горения в реакционной зоне и в камере сгорания.This device provides effective thermal protection of the walls of the combustion chamber and nozzle. However, the amount of oxidizing agent coming from the reaction zone only due to reverse currents on one side and from the gap between the mixing element and the sleeve through the peripheral holes, the backlight cavity and the central hole of the sleeve on the other hand, and its amount of movement are insufficient for intensive mixing with fuel. Poor mixture formation in the fuel supply cavity, as well as the lack of mechanisms for its intensification, lead to difficult ignition of the fuel mixture and to the organization of an inhomogeneous combustion core in the reaction zone and in the combustion chamber.
Основным недостатком такого устройства является постоянный подвод топливной смеси из полости подачи горючего в подсвечную полость при запуске и после выхода ракетного двигателя малой тяги на рабочий режим и, вследствие этого, возможность распространения очага горения из полости подачи горючего в эту полость. Близость зоны разрушения струй горючего, а также подвод продуктов смесеобразования из реакционной зоны приводит к переобогащению топливной смеси в подсвечной полости. При реализации соотношения компонентов топлива меньше расчетного может произойти интенсивное сажеобразование и закоксовывание твердыми и смолообразными фракциями внутренних полостей системы воспламенения и полости подачи горючего, а при реализации соотношения больше расчетного - к перегреву и разрушению системы воспламенения, в т.ч. свечи. Этот недостаток усугубляется при пульсациях давления в камере сгорания, характерных высоко динамичным ракетным двигателям малой тяги, особенно, на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Амплитуда пульсаций может составлять до 50% номинального значения давления в камере сгорания при запуске двигателя малой тяги и до 20% на рабочем режиме. В результате пульсаций давления в камере сгорания горючее и продукты сгорания из полости подачи забрасываются в подсвечную полость. Горючее дополнительно обогащает топливную смесь под свечой, а твердые фракции продуктов сгорания засоряют подсвечную полость и сквозные периферийные отверстия. Эти недостатки приводят к снижению ресурса работы и срока службы системы воспламенения и, соответственно, к снижению ресурса и срока службы ракетного двигателя малой тяги в целом.The main disadvantage of such a device is the constant supply of the fuel mixture from the fuel supply cavity to the backlight cavity when starting and after the rocket thruster is operating, and, as a result, the possibility of the spread of the combustion focus from the fuel supply cavity into this cavity. The proximity of the destruction zone of the fuel jets, as well as the supply of mixture formation products from the reaction zone, leads to re-enrichment of the fuel mixture in the backlight cavity. When the ratio of the fuel components is less than the calculated one, intense sooting and coking by solid and resinous fractions of the internal cavities of the ignition system and the fuel supply cavity can occur, and when the ratio is greater than the calculated one, it can lead to overheating and destruction of the ignition system, including candles. This disadvantage is exacerbated by pressure pulsations in the combustion chamber, characteristic of highly dynamic small thrust rocket engines, especially on non-combustible fuel components. The amplitude of the pulsations can be up to 50% of the nominal value of the pressure in the combustion chamber when starting the thruster and up to 20% in the operating mode. As a result of pressure pulsations in the combustion chamber, fuel and combustion products from the supply cavity are thrown into the backlight cavity. Fuel additionally enriches the fuel mixture under a candle, and solid fractions of the combustion products clog the backlight cavity and through peripheral openings. These shortcomings lead to a decrease in the service life and service life of the ignition system and, accordingly, to a decrease in the service life and service life of the small thrust rocket engine as a whole.
Задачей, решаемой с помощью изобретения, является устранение вышеуказанных недостатков и обеспечение надежного воспламенения топливной смеси в камере сгорания во время запуска, отключение системы воспламенения после выхода на рабочий режим, организация эффективных процессов смесеобразования и горения, теплозащиты стенок камеры сгорания, сопла, огневого днища и рабочих элементов воспламенителя, повышение удельного импульса тяги ракетного двигателя малой тяги.The problem solved by the invention is to eliminate the above disadvantages and ensure reliable ignition of the fuel mixture in the combustion chamber during startup, turn off the ignition system after entering the operating mode, organize effective processes of mixture formation and combustion, thermal protection of the walls of the combustion chamber, nozzle, fire bottom and working elements of the igniter, increasing the specific impulse of thrust of a small thrust rocket engine.
Решение задачи заключается в том, что в ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения, согласно изобретению полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов, а огневое днище выполнено в виде полусферы.The solution to the problem lies in the fact that in a small thrust rocket engine containing an engine chamber with a mixing head, a fire bottom, an ignitor with an axis of ignition located along the axis, a centrifugal oxidizer nozzle with tangential channels emanating from the annular collector, and a twisting chamber directed towards the axis according to the invention, the ignition cavity is made in the form of a hemisphere, by jet nozzles of fuel, axial and peripheral channels communicating a swirl chamber with an ignition cavity the axial channel has converging and diverging parts with a minimum cross section between them, the fuel nozzles are directed at an angle to the axis of the mixing head toward the combustion chamber, the outputs of the jet nozzles alternate with the inputs of the peripheral channels and are located at the end of the diverging part of the axial channel behind the tangential channel exits after the oblique a cut of these channels, and the firing plate is made in the form of a hemisphere.
В предпочтительном варианте исполнения на огневом днище выполнены тангенциальные каналы окислителя завесы, а оси струйных форсунок направлены на их выходыIn a preferred embodiment, tangential channels of the curtain oxidizer are made on the firing bottom, and the axis of the jet nozzles are directed to their exits
Кроме того, в ракетном двигателе малой тяги тангенциальные каналы центробежной форсунки могут быть расположены под углом к оси камеры закручивания и направлены в сторону полости воспламенения.In addition, in a small thrust rocket engine, the tangential channels of the centrifugal nozzle can be located at an angle to the axis of the swirl chamber and directed towards the ignition cavity.
Дополнительно корпус камеры может быть выполнен составным из переходника и жаропрочной камеры сгорания и сопла, а их узел соединения расположен в коллекторе окислителя.Additionally, the chamber body can be made integral of an adapter and a heat-resistant combustion chamber and nozzle, and their connection node is located in the oxidizer collector.
Устройство предлагаемого ракетного двигателя малой тяги приведено на фиг.1, 2, 3. На фиг.1 показан общий вид ракетного двигателя малой тяги, на фиг.2 приведена система воспламенения в увеличенном масштабе, а на фиг.3 показано взаимное расположение выходов тангенциальных подводов, струйных форсунок, осевого профилированного канала и входов периферийных каналов.The device of the proposed rocket thruster is shown in figures 1, 2, 3. Figure 1 shows a General view of the rocket thruster, figure 2 shows the ignition system on an enlarged scale, and figure 3 shows the relative position of the outputs of the tangential leads , jet nozzles, axial profiled channel and peripheral channel inputs.
Ракетный двигатель малой тяги содержит смесительную головку 1 с подводами 2 и 3 подачи окислителя («О») и горючего («Г») соответственно и кольцевыми коллекторами окислителя 4 и горючего 5. В смесительную головку по оси установлен смеситель 6, к ней присоединен корпус камеры с соплом 7 и переходником 8 и рабочая часть воспламенителя 9, уплотненная со смесителем 6 прокладкой 10.The small thrust rocket engine contains a
В смесителе 6 выполнена центробежная форсунка с камерой закручивания 11, в которую выходят тангенциальные каналы 12 газообразного окислителя, сообщенные с кольцевым коллектором 4 и подводом подачи окислителя 2. К камере закручивания 11 со стороны камеры сгорания 13 примыкает профилированное радиусом огневое днище 14, а со стороны воспламенителя 9 - осевой профилированный канал 15, соединяющий камеру закручивания 11 с полостью воспламенения 16 по оси смесителя 6. Дополнительно периферия камеры закручивания 11 соединена с полостью воспламенения 16 периферийными каналами 17, расположенными вокруг осевого профилированного канала 15. На поверхность огневого днища 14 выходят тангенциальные каналы 18 газообразного окислителя, создающего тепловую завесу, сообщенные, как и тангенциальные каналы 12, с кольцевым коллектором 4.In the
Струйные форсунки 19 горючего исходят из кольцевого коллектора 5, сообщенного с подводом подачи горючего 3, и имеют выходы в камеру закручивания 11 в конце расширяющейся части осевого профилированного канала 15.The
Для улучшения технологичности соединения со смесительной головкой 1, в случае изготовления сопла 7 из тугоплавких сплавов или керамических жаростойких материалов, корпус камеры выполнен сборкой камеры сгорания 13 с соплом 7 и переходника 8 посредством узла соединения 20, представляющего собой комбинацию резьбового и паяно-сварного соединений. Узел соединения 20 для исключения воздействия на него высоких температур и повышения надежности примыкает к коллектору 4 окислителя и охлаждается его потоком.To improve the manufacturability of the connection with the mixing
Газообразный окислитель, подаваемый в камеру сгорания 13 тангенциальными каналами 12 из коллектора 4, завихряется в камере закручивания 11, образует пелену и истекает на профилированную стенку огневого днища 14 смесительной головки 1 в виде закрученного потока, который вытесняется от стенки огневого днища 14 закрученным потоком окислителя завесы, организованным тангенциальными каналами 18. Цилиндрические струи окислителя, образованные сразу за выходами из тангенциальных каналов 12 после их косого среза, до перехода в пелену имеют два режима течения. Первый - режим запуска - течение при давлении в камере сгорания ниже рабочего, когда реализуются максимальная скорость истечения из тангенциальных каналов 12. Второй - рабочий режим - течение при давлении в камере сгорания, равном рабочему, когда окислитель имеет минимальную скорость истечения. При максимальной скорости истечения, которая может быть сверхзвуковой, на входах периферийных каналов 17, обращенных в сторону камеры сгорания 13, создается разрежение и рабочая среда из приосевой зоны камеры закручивания 11 через осевой профилированный канал 15, полость воспламенения 16, периферийные каналы 17 поступает на периферию камеры закручивания 11. При минимальной скорости истечения на входах периферийных каналов 17 создается давление, которое выше, чем давление в ядре камеры закручивания 11. Поэтому создается поток окислителя из периферии камеры закручивания 11 через периферийные каналы 17, полость воспламенения 16 в ядро камеры закручивания 11.The gaseous oxidant supplied to the
Струи горючего, подаваемого в камеру сгорания 13 струйными форсунками 19 из коллектора 5, пронизывают цилиндрические струи окислителя, образованные сразу за выходами из тангенциальных каналов 12 после их косого среза до перехода в пелену, и распыливаются в виде факела. Смещенный в направлении закрутки окислителя факел распыла горючего вместе с закрученным потоком окислителя истекает вдоль профилированного огневого днища 14 и оттесняется от стенки огневого днища 14 и камеры сгорания 13 закрученным потоком окислителя завесы, подаваемым в камеру сгорания 13 через тангенциальные каналы 18.The jets of fuel supplied to the
В камере сгорания 13 вблизи огневого днища 14 организуются два газовых вихря Первый вихрь формируется вокруг оси камеры сгорания 13 и обеспечивает теплозащиту огневого днища 14, стенок камеры сгорания 13 и сопла 7, а также равномерное распределение продуктов смесеобразования и горения по окружности. Второй вихрь - тороидальный - образован движением газообразного кислорода вдоль стенок огневого днища 14 и прилегающей к нему части камеры сгорания 13 от камеры закручивания 11 в сторону сопла 7, а продуктов смесеобразования и горения по оси камеры сгорания 13 от сопла 7 в сторону камеры закручивания 11. Тороидальный вихрь формирует ядро горения, перемещая продукты смесеобразования и неполного сгорания по оси камеры сгорания 13 к форсункам и интенсифицируя процессы смесеобразования. Эти два газовых вихря, взаимодействуя друг с другом, образуют эффективное ядро горения и пристеночный слой окислителя, предназначенный для внутреннего охлаждения стенок камеры сгорания 13 и сопла 7, а также огневого днища 14 смесительной головки 1. Кроме того, тороидальный вихрь участвует в процессе воспламенения компонентов топлива, подводя мелкодисперсное распыленное горючее из камеры сгорания 13 к полости воспламенения 16 во время запуска ракетного двигателя малой тяги.In the
По команде на включение ракетного двигателя малой тяги окислитель и горючее подаются в камеру через подводы 2 и 3 соответственно и в камере сгорания 13 начинаются процессы смесеобразования, воспламенения, горения и теплозащиты конструкции. Окислитель, подаваемый в камеру закручивания 11 через тангенциальные каналы 12, эжектирует мелкодисперсную топливную смесь, образованную столкновением струй горючего и цилиндрических струй окислителя, и топливную смесь, подведенную из камеры сгорания 13 тороидальным вихрем, через осевой профилированный канал 15 в полость воспламенения 16. При подводе тепловой энергии воспламенителем 9 топливная смесь в полости воспламенения 16 зажигается и выбрасывается через осевой профилированный канал 15 обратно в камеру закручивания 11 в виде сверхзвукового высокотемпературного потока продуктов сгорания, который, дополнительно интенсифицируя процессы смесеобразования, поджигает топливную смесь, находящуюся в камере закручивания 11. Затем процесс горения распространяется в объеме камеры сгорания 13. После достижения рабочего давления в камере сгорания 13 давление на периферии камеры закручивания 11 повышается и эжектирование среды из полости воспламенения 16 прекращается. Газообразный окислитель направляется в полость воспламенения 16 из камеры закручивания 11 через периферийные каналы 17 за счет перепада давления между периферией камеры закручивания 11 и ее осью. Начинается продувка полости воспламенения 16 чистым газообразным окислителем, который вытесняет топливную смесь через осевой профилированный канал 15 в камеру закручивания 11 и одновременно охлаждает рабочие элементы системы воспламенения, в т.ч. воспламенителя 9. Продувка и охлаждение рабочих элементов воспламенителя 9 продолжается в течение всего времени огневой работы ракетного двигателя малой тяги и прекращается при останове двигателя.On command to turn on the small thrust rocket engine, the oxidizer and fuel are fed into the chamber through the
При повторном включении ракетного двигателя малой тяги и подаче тепловой энергии воспламенителем вышеописанный рабочий процесс в камере повторяется вновь.When the small thrust rocket engine is turned on again and the igniter supplies thermal energy, the above-described working process in the chamber is repeated again.
Экспериментальными исследованиями трех опытных образцов ракетного двигателя малой тяги с тягой 196 Н, камеры которых выполнены в соответствии с предлагаемым техническим решением, подтверждена эффективность изобретения. Результатами огневых испытаний на компонентах топлива «кислород газообразный - спирт этиловый» и «кислород газообразный - керосин» показана возможность получения удельного импульса тяги более 3000 м/с при удовлетворительном тепловом состоянии конструкции. Один ракетный двигатель малой тяги прошел ресурсные огневые испытания на компонентах топлива «кислород газообразный - керосин» в объеме 1,3·105 включений с длительностью включения от 0,050 с до 300 с и имел стопроцентное зажигание в течение ресурса работы по количеству включений. Отсутствие отказов в процессе ресурсных испытаний доказывает работоспособность принципа эжекции топливной смеси под воспламенитель и надежность зажигания топливной смеси в камере сгорания. В результате экспериментальных исследований выявлено наличие градиента давления между камерой сгорания и полостью воспламенения смесительной головки на рабочем режиме. Давление в полости воспламенения ниже, чем давление на стенке огневого днища (разность давлений составляет до 2,5 кгс/см2), а т.к. давление на стенке камеры закручивания из-за центробежных сил закрученного потока выше, чем давление в камере сгорания, то перепад давления на периферийных каналах еще выше, что свидетельствует о наличии расхода окислителя через периферийные каналы и продувки системы воспламенения окислителем из камеры закручивания центробежной форсунки на рабочем режиме.Experimental studies of three prototypes of a thruster with a thrust of 196 N, the chambers of which are made in accordance with the proposed technical solution, confirmed the effectiveness of the invention. The results of fire tests on the fuel components “gaseous oxygen - ethyl alcohol” and “gaseous oxygen - kerosene” showed the possibility of obtaining a specific thrust impulse of more than 3000 m / s with a satisfactory thermal state of the structure. One small thrust rocket engine passed resource fire tests on fuel components “gaseous oxygen - kerosene” in the amount of 1.3 · 10 5 starts with a turn-on duration from 0.050 s to 300 s and had one hundred percent ignition over the life of the number of starts. The absence of failures during the life test proves the efficiency of the principle of ejection of the fuel mixture under the igniter and the reliability of ignition of the fuel mixture in the combustion chamber. As a result of experimental studies revealed the presence of a pressure gradient between the combustion chamber and the ignition cavity of the mixing head in the operating mode. The pressure in the ignition cavity is lower than the pressure on the wall of the fire bottom (pressure difference is up to 2.5 kgf / cm 2 ), and since because the pressure on the wall of the swirl chamber due to the centrifugal forces of the swirl flow is higher than the pressure in the combustion chamber, the pressure drop across the peripheral channels is even higher, which indicates the presence of an oxidizer flow through the peripheral channels and the purge of the oxidizer ignition system from the swirl chamber of the centrifugal nozzle on the working mode.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007142117/06A RU2386846C2 (en) | 2007-11-14 | 2007-11-14 | Low-thrust rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007142117/06A RU2386846C2 (en) | 2007-11-14 | 2007-11-14 | Low-thrust rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007142117A RU2007142117A (en) | 2009-05-20 |
| RU2386846C2 true RU2386846C2 (en) | 2010-04-20 |
Family
ID=41021434
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007142117/06A RU2386846C2 (en) | 2007-11-14 | 2007-11-14 | Low-thrust rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2386846C2 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103644044A (en) * | 2013-11-26 | 2014-03-19 | 北京航空航天大学 | Multi-component simulative engine applied to vacuum plume effect experimental research and ignition scheme thereof |
| RU2605267C2 (en) * | 2015-04-29 | 2016-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust rocket engines unit |
| RU2626189C1 (en) * | 2016-10-03 | 2017-07-24 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal and spray nozzles |
| RU2641785C1 (en) * | 2017-02-07 | 2018-01-22 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with jet-type injectors in air cross-flow |
| RU2724069C1 (en) * | 2019-06-11 | 2020-06-19 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant |
| CN111765017A (en) * | 2020-06-11 | 2020-10-13 | 安徽九州云箭航天技术有限公司 | Torch electric ignition chamber for liquid rocket engine |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109798202B (en) * | 2019-04-04 | 2023-08-22 | 北京宇航推进科技有限公司 | Liquid rocket engine injector integrating electric igniter |
| CN113107710B (en) * | 2021-05-10 | 2023-10-20 | 苏州旗磐科技有限公司 | Low-thrust double-component attitude control engine |
-
2007
- 2007-11-14 RU RU2007142117/06A patent/RU2386846C2/en active
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103644044A (en) * | 2013-11-26 | 2014-03-19 | 北京航空航天大学 | Multi-component simulative engine applied to vacuum plume effect experimental research and ignition scheme thereof |
| CN103644044B (en) * | 2013-11-26 | 2015-10-28 | 北京航空航天大学 | Be applied to polychormism simulated engine and the ignition schemes thereof of the research of Vacuum Plume effect experiment |
| RU2605267C2 (en) * | 2015-04-29 | 2016-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust rocket engines unit |
| RU2626189C1 (en) * | 2016-10-03 | 2017-07-24 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal and spray nozzles |
| RU2641785C1 (en) * | 2017-02-07 | 2018-01-22 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with jet-type injectors in air cross-flow |
| RU2724069C1 (en) * | 2019-06-11 | 2020-06-19 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant |
| CN111765017A (en) * | 2020-06-11 | 2020-10-13 | 安徽九州云箭航天技术有限公司 | Torch electric ignition chamber for liquid rocket engine |
| CN111765017B (en) * | 2020-06-11 | 2023-11-03 | 安徽九州云箭航天技术有限公司 | Torch electric ignition chamber for liquid rocket engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007142117A (en) | 2009-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2386846C2 (en) | Low-thrust rocket engine | |
| RU2660734C2 (en) | Pressure-gain combustion chamber (versions) and operating method thereof | |
| CN106796031B (en) | Torch type igniter | |
| RU2604357C2 (en) | High-pressure steam-and-gas generator with heat rating ignition | |
| US5490380A (en) | Method for performing combustion | |
| US6389815B1 (en) | Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions | |
| EP0710347B1 (en) | Fuel injector and method of operating the fuel injector | |
| EP0728989B1 (en) | Gas turbine engine combustor | |
| JP2005171984A (en) | Two-stage pulse detonation system | |
| JP2006071181A (en) | Combustor, gas turbine combustor, and method of supplying air to combustor | |
| CN108474557A (en) | Fuel injector with the injection of double main fuels | |
| CN115597088A (en) | Combustion chamber structure and combustion regulation and control method | |
| KR102091043B1 (en) | Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same | |
| JP3113676B2 (en) | Gas fuel injector | |
| US8713908B2 (en) | Fuel injector arrangement having an igniter | |
| RU2724069C1 (en) | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant | |
| KR102071324B1 (en) | Nozzle for combustor, combustor, and gas turbine including the same | |
| JP2002257344A (en) | Gas turbine combustor | |
| RU2397355C2 (en) | Method of operating low-thrust rocket engine | |
| WO2017120038A1 (en) | Two stream liquid fuel lean direct injection | |
| JP6039033B2 (en) | Gas turbine combustor | |
| RU2084767C1 (en) | Ignition device | |
| US11892167B2 (en) | Atomizer for gas turbine engine | |
| CN115046225B (en) | Combustion chamber head, combustion chamber and aeroengine | |
| CN109929594B (en) | Integrated startup burner |