RU2445496C1

RU2445496C1 - Liquid-propellant engine

Info

Publication number: RU2445496C1
Application number: RU2011110954/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Викторович Черниченко (RU); Владимир Викторович Черниченко; Виталий Борисович Шепеленко (RU); Виталий Борисович Шепеленко; Юрий Петрович Лукин (RU); Юрий Петрович Лукин
Original assignee: Владимир Викторович Черниченко
Priority date: 2011-03-24
Filing date: 2011-03-24
Publication date: 2012-03-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: liquid-propellant engine includes chamber with mixing head in which there located are injectors consisting of several coaxially installed sleeves forming annular cavities for supply of gaseous fuel and liquid oxidiser, which are installed in mixing head along concentric circles and connect the cavities of the units to the combustion chamber cavity. Engine includes at least one gas generator, at least one turbo-pump unit and feed and control units. Annular cavities for supply of fuel components on the side of combustion chamber cavity are covered with spacer plates in which there made are holes for supply of fuel components to combustion zone, and on the side opposite to combustion zone the above cavities are covered with shaped bottom the inner surface of which is stepped. At the bottom there made are radial and axial channels connecting the fuel component supply cavities to the appropriate annular cavities.

EFFECT: higher combustion efficiency of fuels of various types at smaller number of mixing elements on injector head of the chamber of liquid-propellant engine.

3 dwg

Description

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики.The invention relates to the field of liquid rocket engines (LRE) used in rocketry, and can also be used in units of industrial energy.

Известна смесительная головка с соосно-струйными форсунками, в которых две втулки, внешняя и средняя, образуют внешний кольцевой канал газообразного горючего, а средняя с внутренней образуют внутренний кольцевой канал жидкого окислителя (двухполостной смесительный элемент, US Patent, Now.11, 1986, №4621492).A known mixing head with coaxial-jet nozzles in which two bushings, external and middle, form the outer annular channel of the gaseous fuel, and the middle and inner form the inner annular channel of the liquid oxidizer (two-cavity mixing element, US Patent, Now.11, 1986, No. 4621492).

Известная конструкция соосно-струйных форсунок обладает существенным недостатком, заключающимся в недостаточном массовом расходе компонентов топлива, приходящемся на одну форсунку.The known design of coaxial-jet nozzles has a significant drawback, consisting in the insufficient mass consumption of fuel components per one nozzle.

Этот тип форсунок имеет одну поверхность контакта между внутренней кольцевой струей окислителя и внешней кольцевой струей горючего. Поэтому для обеспечения заданной величины поверхности контакта между окислителем и горючим, при которой достигается высокая полнота сгорания топлива, требуется увеличение количества форсунок.This type of nozzle has one contact surface between the inner annular jet of oxidizer and the outer annular jet of fuel. Therefore, to ensure a given value of the contact surface between the oxidizer and fuel, at which a high completeness of fuel combustion is achieved, an increase in the number of nozzles is required.

Известен смесительный элемент для форсуночной головки камеры ЖРД, состоящий из внешней, средней и внутренней втулок, образующих кольцевые полости для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя, при этом во внешней втулке со стороны подачи горючего параллельно оси смесительного элемента выполнены кольцевые пазы, разделенные перемычками, в которых перпендикулярно оси выполнены отверстия для подачи окислителя в кольцевой канал, выходящий в камеру сгорания, а во внешней втулке, обращенной к зоне горения, выполнена кольцевая полость горючего, при этом средняя и внутренняя втулки образуют второй дополнительный кольцевой канал подачи горючего в камеру, кроме того, внешняя и средняя втулки со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу (Патент РФ №2265748, МПК F02K 9/52).A known mixing element for the nozzle head of the LRE chamber, consisting of external, middle and internal bushings, forming annular cavities for supplying gaseous fuel and liquid oxidizer, while in the outer sleeve on the supply side of the fuel parallel to the axis of the mixing element there are made ring grooves separated by jumpers, in which are perpendicular to the axis of the hole for feeding the oxidizing agent into the annular channel exiting the combustion chamber, and in the outer sleeve facing the combustion zone, the annular bands are made l of fuel, while the middle and inner sleeves form a second additional annular channel for supplying fuel to the chamber, in addition, the outer and middle sleeves from the side opposite the combustion zone are installed close to each other (RF Patent No. 2265748, IPC F02K 9/52) .

Указанный смесительный элемент для форсуночной головки камеры ЖРД работает следующим образом.The specified mixing element for the nozzle head of the LRE chamber works as follows.

Окислитель по штуцеру подается в коллектор головки, образованный корпусом и дефлектором. Из коллектора окислитель по пазам, охлаждая огневое днище, поступает в питающую полость, образованную корпусом, дефлектором и внешней втулкой смесительного элемента. Из питающей полости окислитель по отверстиям, просверленным в перемычках втулки, поступает в кольцевую полость форсунки, образованную втулками. Из кольцевого канала, образованного втулками, окислитель поступает в камеру.The oxidizing agent is supplied by a fitting to the head manifold formed by the body and the deflector. From the collector, the oxidizer grooves, cooling the firing plate, into the supply cavity formed by the housing, the deflector and the outer sleeve of the mixing element. From the supply cavity, the oxidizing agent through the holes drilled in the bridges of the sleeve enters the annular cavity of the nozzle formed by the bushings. From the annular channel formed by the bushings, the oxidizing agent enters the chamber.

Горючее в равных массовых расходах по кольцевым каналам, образованным втулками, внешнему и внутреннему кольцевому каналу, подается с высокой скоростью в камеру. Хорошее качество начального смесеобразования достигается за счет интенсивного разрушения низкоскоростной струи окислителя высокоскоростной струей горючего.Fuel in equal mass flow rates through the annular channels formed by the bushings, the outer and inner annular channel, is fed at high speed into the chamber. Good quality of the initial mixture formation is achieved due to the intensive destruction of the low-speed oxidizer jet by a high-speed fuel jet.

Основными недостатками указанной форсунки является наличие внутренней полости, по которой подается струя горючего. При такой подаче часть горючего высокоскоростной струи не успевает прореагировать с низкоскоростной струей окислителя, что приводит к ухудшению условий смесеобразования и, соответственно, потерям удельного импульса тяги.The main disadvantages of this nozzle is the presence of an internal cavity through which a stream of fuel is supplied. With such a supply, part of the combustible high-speed jet does not have time to react with the low-speed oxidizing jet, which leads to a deterioration of the conditions of mixture formation and, consequently, loss of specific impulse of thrust.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны и включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, как минимум, один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., Машиностроение, 1989 г., 420 стр. ЖРД SSME, стр.93-94 - прототип).Known liquid rocket engine containing a chamber with a mixing head, comprising a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, a fire bottom, coaxial coaxial-jet nozzles located in the mixing head along concentric circles and forming a central and peripheral zone and including a hollow tip connecting oxidizer cavity with a combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the fuel cavity with the combustion zone, at least one gas generator, at least one round onasosny unit and power regulation units (Gahun GG, etc. The construction and design of the liquid rocket engine M., Mechanical Engineering, 1989, at page 420 LRE SSME, str.93-94 -... prototype).

Указанный двигатель работает следующим образом.The specified engine operates as follows.

Окислитель из полости блока подачи окислителя по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования.The oxidizing agent from the cavity of the oxidizer supply unit through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber for further use.

Горючее из полости блока охлаждения огневого днища по втулкам форсунок подается в камеру сгорания. Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания.Fuel from the cavity of the firing base cooling unit is supplied to the combustion chamber via nozzle bushings. The generator gas from the cavity of the generator gas block through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber.

Основными недостатками данного ЖРД является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования.The main disadvantages of this rocket engine is the insufficiently high value of the completeness of the working process, due to the imperfection of the adopted mixture formation system.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание ЖРД, система организации смесеобразования которого позволит обеспечить повышенную полноту сгорания компонентов топлива при меньшем количестве смесительных элементов на смесительной головке.The objective of the invention is to remedy these disadvantages and create a rocket engine, the organization of the mixture formation of which will provide increased completeness of combustion of the fuel components with fewer mixing elements on the mixing head.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру со смесительной головкой, в которой установлены форсунки, состоящие из нескольких коаксиально установленных втулок, образующих кольцевые полости для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя, установленные в смесительной головке по концентрическим окружностям и соединяющие полости блоков с полостью камеры сгорания, как минимум, один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, согласно изобретению кольцевые полости подачи компонентов со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками, в которых выполнены отверстия для подачи компонентов топлива в зону горения, а со стороны, противоположной зоне горения, указанные полости закрыты профилированным днищем, внутренняя поверхность которого выполнена ступенчатой, при этом в днище выполнены радиальные и осевые каналы, соединяющие полости подачи компонентов топлива с соответствующими кольцевыми полостями.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed liquid propellant rocket engine containing a chamber with a mixing head, in which nozzles are installed, consisting of several coaxially mounted bushings that form annular cavities for supplying gaseous fuel and liquid oxidizer, installed in the mixing head along concentric circles and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, at least one gas generator, at least one turbopump unit, power units and control According to the invention, the annular cavity for supplying components from the side of the cavity of the combustion chamber is closed by spacers in which openings are made for supplying fuel components to the combustion zone, and from the side opposite to the combustion zone, these cavities are closed by a profiled bottom, the inner surface of which is stepped, while radial and axial channels are made in the bottom, connecting the fuel component supply cavities with the corresponding annular cavities.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан предложенный двигатель, на фиг.2 показана смесительная головка ЖРД, на фиг.3 - выносной элемент в увеличенном масштабе.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows the proposed engine, figure 2 shows the mixing head of the rocket engine, figure 3 is an external element on an enlarged scale.

Двигатель содержит камеру со смесительной головкой, состоящей из нескольких коаксиально установленных втулок 1-11, образующих кольцевые полости 12 и 13 горючего и окислителя соответственно. Кольцевые полости 12 и 13 подачи компонентов со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками 14-24, в которых выполнены отверстия 25 и 26 для подачи компонентов топлива в зону горения. Со стороны, противоположной зоне горения, кольцевые полости 12 и 13 закрыты профилированным днищем 40, внутренняя поверхность 27 которого выполнена ступенчатой. В днище выполнены радиальные 28 и осевые каналы 29, 30. При помощи радиальных каналов 28 и осевых 29 кольцевые полости горючего 12 соединяются с полостью блока подачи горючего 31. При помощи осевых каналов 30 кольцевые полости окислителя 13 соединяются с полостью блока окислителя 32. Также в состав камеры входят профилированная регенеративно охлаждаемая цилиндрическая часть с критическим сечением и сопло.The engine comprises a chamber with a mixing head, consisting of several coaxially mounted bushings 1-11, forming annular cavities 12 and 13 of fuel and oxidizer, respectively. The annular cavity 12 and 13 of the component supply from the side of the combustion chamber cavity is closed by spacers 14-24, in which openings 25 and 26 are made for supplying fuel components to the combustion zone. From the side opposite the combustion zone, the annular cavities 12 and 13 are closed by a profiled bottom 40, the inner surface 27 of which is made stepwise. Radial 28 and axial channels 29, 30 are made at the bottom. With the help of radial channels 28 and axial 29, the annular cavities of the fuel 12 are connected to the cavity of the fuel supply unit 31. Using the axial channels 30, the annular cavities of the oxidizer 13 are connected to the cavity of the oxidizer block 32. Also in the composition of the chamber includes a profiled regeneratively cooled cylindrical part with a critical section and a nozzle.

В состав двигателя также входят один газогенератор 36, один турбонасосный агрегат 37, агрегаты питания и регулирования 38 и камера 39.The engine also includes one gas generator 36, one turbopump unit 37, power and control units 38, and a chamber 39.

Предложенный двигатель работает следующим образом.The proposed engine operates as follows.

При помощи турбонасосного агрегата 37, приводимого в действие продуктами сгорания, получаемыми в газогенераторе 36, компоненты топлива подаются в смесительную головку, в полость блока горючего 31 и в полость блока окислителя 32.Using a turbopump unit 37, driven by the combustion products obtained in the gas generator 36, the fuel components are supplied to the mixing head, to the cavity of the fuel block 31 and to the cavity of the oxidizer block 32.

Из полости блока горючего 31, при помощи радиальных каналов 28 и осевых 29, горючее поступает в кольцевые полости горючего 12 и, через отверстия 25, в камеру сгорания.From the cavity of the fuel unit 31, with the help of radial channels 28 and axial 29, the fuel enters the annular cavity of the fuel 12 and, through the holes 25, into the combustion chamber.

Из полости блока окислителя 32, при помощи осевых каналов 30, окислитель поступает в кольцевые полости окислителя 13 и далее, через отверстия 26, в камеру сгорания камеры 39.From the cavity of the oxidizer block 32, using the axial channels 30, the oxidizer enters the annular cavity of the oxidizer 13 and then, through the openings 26, into the combustion chamber of the chamber 39.

В камере сгорания компоненты перемешиваются между собой, воспламеняются и сгорают, образуя при этом продукты сгорания, обладающие значительной кинетической энергией и высокой температурой. Для защиты внутренней стенки камеры от прогаров перед запуском ЖРД в тракт охлаждения профилированной регенеративно охлаждаемой цилиндрической части 33 и сопла 35 камеры 39 подают охладитель, например, горючее.In the combustion chamber, the components are mixed together, ignited and burned, forming combustion products having significant kinetic energy and high temperature. To protect the inner wall of the chamber from burnouts, before starting the LRE, a cooler, for example, fuel, is supplied to the cooling path of the profiled regeneratively cooled cylindrical part 33 and the nozzle 35 of the chamber 39.

Подача компонентов из мелких отверстий 25 и 26, расположенных в виде концентрических поясов, дает возможность реализовать смесеобразование компонентов топлива при щелевой подаче, когда один предельно тонкий кольцевой цилиндрический слой компонента топлива взаимодействует с другим предельно тонким кольцевым цилиндрическим слоем компонента топлива. Такая подача, в конечном итоге, позволит уменьшить потери, связанные с несовершенством системы смесеобразования и за счет этого повысить удельный импульс тяги ЖРД.The supply of components from small holes 25 and 26 arranged in concentric belts makes it possible to realize mixture formation of fuel components during slot feeding, when one extremely thin annular cylindrical layer of the fuel component interacts with another extremely thin annular cylindrical layer of the fuel component. Such a feed, in the end, will reduce the losses associated with the imperfection of the mixture formation system and thereby increase the specific thrust of the rocket engine.

Использование предложенного технического решения позволит обеспечить максимально возможную полноту сгорания различных видов топлив при меньшем количестве смесительных элементов на форсуночной головке.Using the proposed technical solution will ensure the maximum possible completeness of combustion of various types of fuels with fewer mixing elements on the nozzle head.

Claims

A liquid rocket engine containing a chamber with a mixing head, in which nozzles are installed, consisting of several coaxially mounted bushings that form annular cavities for supplying gaseous fuel and liquid oxidizer, installed in the mixing head along concentric circles and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, as at least one gas generator, at least one turbopump unit, power supply and control units, characterized in that the annular supply cavities are component from the side of the cavity of the combustion chamber are closed by spacers in which openings are made for supplying fuel components to the combustion zone, and from the side opposite to the combustion zone, these cavities are closed by a profiled bottom, the inner surface of which is stepped, while radial and axial channels are made in the bottom connecting the supply cavity of the fuel components with the corresponding annular cavities.