RU2390647C2 - Low-thrust fluid-propellant rocket engine mixing head - Google Patents
Low-thrust fluid-propellant rocket engine mixing head Download PDFInfo
- Publication number
- RU2390647C2 RU2390647C2 RU2007131046/06A RU2007131046A RU2390647C2 RU 2390647 C2 RU2390647 C2 RU 2390647C2 RU 2007131046/06 A RU2007131046/06 A RU 2007131046/06A RU 2007131046 A RU2007131046 A RU 2007131046A RU 2390647 C2 RU2390647 C2 RU 2390647C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- nozzles
- mixing element
- oxidizer
- hole
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Nozzles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к устройствам для распыливания и смешения самовоспламеняющихся компонентов топлива в жидкостных ракетных двигателях малой тяги, преимущественно тягой менее 1Н.The invention relates to devices for spraying and mixing self-igniting fuel components in liquid propellant rocket engines of low thrust, mainly with a thrust of less than 1N.
Известна конструкция смесительной головки (патент СССР №1828685), состоящей из корпуса, подводов окислителя и горючего, коллекторов окислителя и горючего, подводящих каналов окислителя, струйных форсунок окислителя и горючего, струйной форсунки горючего, смесительных камер и форкамеры. Такая смесительная головка обеспечивает двукратное столкновение и перемешивание жидких компонентов топлива и продуктов их взаимодействия. Первое столкновение жидких компонентов приводит к их перемешиванию в жидкой фазе, образованию жидкофазных промежуточных продуктов. Второе столкновение приводит к перемешиванию жидкофазных промежуточных продуктов и образованию газофазных промежуточных продуктов. Полное выделение газофазных промежуточных продуктов завершается в форкамере и камере сгорания.The known design of the mixing head (USSR patent No. 1828685), consisting of a housing, supply of oxidizer and fuel, collectors of oxidizer and fuel, feed channels of the oxidizer, jet nozzles of the oxidizer and fuel, jet nozzle of the fuel, mixing chambers and chamber. Such a mixing head provides a twofold collision and mixing of the liquid components of the fuel and the products of their interaction. The first collision of liquid components leads to their mixing in the liquid phase, the formation of liquid-phase intermediates. The second collision leads to mixing of the liquid-phase intermediates and the formation of gas-phase intermediates. The complete separation of gas-phase intermediates is completed in the prechamber and the combustion chamber.
Основным недостатком известной схемы смесеобразования является ограниченный диапазон использования в области сверхмалых тяг для двухкомпонентных двигателей на жидких самовоспламеняющихся компонентах топлива (область тяг 1Н и менее). Поскольку в таких двигателях расход компонентов топлива составляет доли грамма, и, соответственно, диаметр струйных форсунок не более 0,15 мм и для работы двигателя достаточно иметь по одной форсунке окислителя и горючего, в то время как в рассмотренной схеме смесеобразования должно быть не менее трех форсунок окислителя и горючего.The main disadvantage of the known mixture formation scheme is the limited range of use in the field of ultra-small thrusts for two-component engines based on liquid self-igniting fuel components (thrust region 1H or less). Since the consumption of fuel components in such engines is a fraction of a gram, and, accordingly, the diameter of the jet nozzles is not more than 0.15 mm, and for the engine to work it is enough to have one oxidizer and fuel nozzle, while in the considered mixture formation scheme there should be at least three oxidizer and fuel nozzles.
Наиболее близкая по существу схема смесеобразования приведена на рисунке 3.12в слева в книге «Жидкостные ракетные двигатели» под ред. М.В.Добровольского, М., «Машиностроение», 1968, стр.74., в которой через струйные форсунки горючее и окислитель подаются на разные поверхности и лишь потом смешиваются. Эти струи падают на отражатель под острым углом для образования пелен, которые за кромкой отражательной поверхности смыкаются и вступают в реакцию. Угол встречи таких пелен близок к нулю, и в результате образования промежуточных газофазных продуктов на границе слипания происходит их разделение. Результатом такого смешения является неустойчивое горение и низкая полнота сгорания.The closest essentially mixing scheme is shown in Figure 3.12c on the left in the book "Liquid Rocket Engines", ed. M.V.Dobrovolskogo, M., "Engineering", 1968, p. 74., In which, through jet nozzles, fuel and oxidizer are fed to different surfaces and only then mixed. These jets fall on the reflector at an acute angle to form diapers that close behind the edge of the reflective surface and react. The angle of encounter of such diapers is close to zero, and as a result of the formation of intermediate gas-phase products at the adhesion boundary, they separate. The result of such mixing is unstable combustion and low completeness of combustion.
В ЖРДМТ тягой менее 1Н надежно перемешать горючее и окислитель и получить продукты сгорания с φβ≥0,8 - задача чрезвычайно сложная.In an engine with a thrust less than 1 N, reliably mix the fuel and oxidizer and obtain combustion products with φ β ≥0.8 - this is an extremely difficult task.
Основной задачей изобретения является обеспечение надежного перемешивания окислителя и горючего, поступающих на отражательные поверхности всего через две струйные форсунки с целью получения высокой полноты сгорания и, следовательно, высокого удельного импульса тяги при удовлетворительном тепловом состоянии смесителя и камеры сгорания.The main objective of the invention is to ensure reliable mixing of the oxidizing agent and fuel entering the reflective surfaces through only two jet nozzles with the aim of obtaining a high completeness of combustion and, therefore, a high specific impulse of thrust with a satisfactory thermal state of the mixer and the combustion chamber.
Поставленная задача решается с помощью форсуночной головки жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящей из корпуса головки с каналами подвода окислителя и горючего и смесительного элемента с двумя струйными форсунками, направленными каждая на свою отражательную поверхность. Отличие предлагаемой форсуночной головки состоит в том, что отражательные поверхности расположены по разные стороны от оси смесительного элемента, выполненного в виде глухого отверстия, а наименьшее расстояние между осями форсунок окислителя и горючего составляет 1,5-2,0 суммы их диаметров.The problem is solved using the nozzle head of a liquid propellant small thrust engine, consisting of a head housing with channels for supplying an oxidizer and a fuel and mixing element with two jet nozzles, each directed to its reflective surface. The difference of the proposed nozzle head is that the reflective surfaces are located on different sides from the axis of the mixing element, made in the form of a blind hole, and the smallest distance between the axes of the oxidizer and fuel nozzles is 1.5-2.0 sum of their diameters.
В предпочтительном варианте форсуночной головки сечение глухого отверстия квадратное, а оси форсунок направлены перпендикулярно боковым поверхностям этого отверстия.In a preferred embodiment of the nozzle head, the cross section of the blind hole is square, and the axis of the nozzles are directed perpendicular to the side surfaces of the hole.
Предлагаемое решение поясняется чертежами. На фиг.1 приведена форсуночная головка в разрезе, на фиг.2 - смесительный элемент.The proposed solution is illustrated by drawings. In Fig.1 shows the nozzle head in section, in Fig.2 - a mixing element.
Форсуночная головка состоит из корпуса головки 1 с подводящими каналами окислителя 2 и горючего 3, смесительного элемента 4 со струйными форсунками окислителя 5 и горючего 6, имеющими диаметры d1 и d2 соответственно. Смесительный элемент 4 соединен с корпусом головки 1 пайкой. В смесительном элементе 4 выполнено глухое отверстие 7, которое может иметь в поперечном сечении форму круга, квадрата, овала или прямоугольника. В случае, когда отверстие 7 имеет прямоугольное сечение, оси струйных форсунок окислителя 5 и горючего 6 направлены перпендикулярно плоским боковым поверхностям глухого отверстия 7.The nozzle head consists of a
Форсуночная головка работает следующим образом. Окислитель по подводящему каналу 2 поступает в смесительный элемент 4 и через струйную форсунку 5 в полость глухого отверстия 7. Истекая из струйной форсунки, окислитель ударяется о противоположную поверхность отверстия 7 и за счет удара о поверхность распыливается на мелкие капли в виде тумана, при этом капли окислителя частично испаряются. При соударении с поверхностью часть окислителя растекается по ней в виде пелены.The nozzle head operates as follows. The oxidizing agent through the
Горючее в этот же момент по подводящему каналу 3 поступает в смесительный элемент 4 и через струйную форсунку 6 в полость отверстия 7. За счет удара о противоположную стенку горючее распыливается на мелкие капли в виде тумана и частично испаряется. Часть горючего растекается по поверхности отверстия 7 в виде пелены. Повышению качества перемешивания компонентов топлива способствует пронизывание пелен окислителя и горючего струями горючего и окислителя соответственно. Капли окислителя и горючего сталкиваются друг с другом в полости отверстия 7 и вступают в химическую реакцию в жидкой фазе. Пелены окислителя и горючего, растекающиеся по поверхности отверстия 7, также вступают в химическую реакцию в жидкой фазе. Происходит выделение жидкофазных промежуточных продуктов, при взаимодействии которых с парами окислителя и горючего выделяются газофазные промежуточные продукты горения, при этом резко повышается температура продуктов сгорания. Время, необходимое для выделения газофазных промежуточных продуктов, для топлива AT+НДМГ составляет ~ 0,5·10-4 с, поэтому для предотвращения перегрева конструкции форсуночной головки необходимо ограничить объем и длину полости глухого отверстия 7 смесительного элемента и тем самым перевести процессы горения в камеру сгорания (не показана). С этой целью выбирается диапазон расстояний между осями форсунок в пределах 1,5-2,0 суммы диаметров форсунок горючего и окислителя, что исключает пересечение струй и одновременно обеспечивает плотный контакт компонентов топлива в жидкой фазе, промежуточных жидкофазных продуктов и газофазных промежуточных продуктов в объеме полости глухого отверстия 7. При такой организации рабочего процесса достижение φD≥0,8 не составляет проблем для двигателей с уровнем тяги менее 1 Н.At the same time, the fuel enters the mixing
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007131046/06A RU2390647C2 (en) | 2007-08-14 | 2007-08-14 | Low-thrust fluid-propellant rocket engine mixing head |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007131046/06A RU2390647C2 (en) | 2007-08-14 | 2007-08-14 | Low-thrust fluid-propellant rocket engine mixing head |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007131046A RU2007131046A (en) | 2009-02-20 |
RU2390647C2 true RU2390647C2 (en) | 2010-05-27 |
Family
ID=40531439
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007131046/06A RU2390647C2 (en) | 2007-08-14 | 2007-08-14 | Low-thrust fluid-propellant rocket engine mixing head |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2390647C2 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2755862C2 (en) * | 2019-03-25 | 2021-09-22 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Low-thrust liquid rocket engine |
-
2007
- 2007-08-14 RU RU2007131046/06A patent/RU2390647C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ДОБРОВОЛЬСКИЙ М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: машиностроение, 1968, с.74. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2755862C2 (en) * | 2019-03-25 | 2021-09-22 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Low-thrust liquid rocket engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2007131046A (en) | 2009-02-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2319853C2 (en) | Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
US8347630B2 (en) | Air-blast fuel-injector with shield-cone upstream of fuel orifices | |
RU2572261C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
KR101631891B1 (en) | Pintle-Swirl hybrid injection device | |
CN114893324A (en) | Double-component fuel injector for realizing two-phase rotary detonation initiation | |
RU2170841C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber mixing head | |
RU2390647C2 (en) | Low-thrust fluid-propellant rocket engine mixing head | |
JP2004520514A (en) | Coaxial jet injection device | |
RU2535596C1 (en) | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor | |
RU2465482C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine chamber | |
RU2463469C2 (en) | Mixing head | |
RU2581756C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine chamber | |
CN113279881B (en) | Multi-pintle injector unit combustion chamber | |
RU2605496C2 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust | |
US20210190012A1 (en) | Propulsion device for liquid propellant rocket engine | |
US20060090453A1 (en) | Injection head for a liquid-propelled rocket engine | |
RU2604974C1 (en) | Two-component centrifugal atomizer with intensive mix formation | |
KR101954034B1 (en) | Supersonic fuel injection apparatus | |
KR101925015B1 (en) | Steam generator with excellent mixing ability with combustion gas | |
RU2592948C2 (en) | Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine | |
RU2217619C2 (en) | Chamber of liquid-propellant low-thrust rocket engine | |
RU2679073C1 (en) | Injector head of the lre chamber | |
KR102435527B1 (en) | Multifunctional pintle injector with square injection shape and propulsion apparatus including same | |
CN114991997B (en) | Body and thrust chamber | |
RU2716778C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine combustion chamber |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180815 |