RU2450155C1

RU2450155C1 - Liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2450155C1
Application number: RU2011110948/06A
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: 2012-05-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to liquid propellant rocket engines. Proposed engine comprises chamber with mixing head accommodating injectors made up of several coaxially arranged sleeved to make annular chambers for feeding gas fuel and liquid oxidiser and communicating fuel component feed units with combustion chamber. Engine comprises also gas generator, turbo pump unit, feed and adjustment assemblies. Annular ledge is made on every said sleeve with grooves perpendicular to mixing element axis to feed fuel inside annular fuel chamber and parallel grooves to feed oxidiser in annular oxidiser chamber. Fuel feed annular chambers are closed by spacer plates on combustion chamber side. Said space plates have openings to feed fuel into combustion chamber. All aforesaid sleeves are arranged closely to each other on the side opposite combustion zone. Note here that sleeve face walls are provided with channels to communicated oxidiser chamber with oxidizer annular chambers formed by said coaxially arranged sleeves.

EFFECT: higher completeness of fuel combustion.

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, №4621492 Now.11, 1986).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, No. 4621492 Now.11, 1986).

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 plate, 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 the oxidizer cavity with the 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 aggregate supply units and control (Gahun GG et al Construction and design of liquid-propellant rocket engines, M .: 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 предлагаемого изобретения является обеспечение максимально возможной полноты сгорания различных видов топлив при меньшем количестве смесительных элементов на форсуночной головке камеры жидкостного ракетного двигателя.The objective of the invention is to ensure the highest possible completeness of combustion of various types of fuels with fewer mixing elements on the nozzle head of the chamber of a liquid propellant rocket engine.

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 и соединяющие полости блоков подачи компонентов с полостью камеры сгорания, как минимум один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, согласно изобретению, на каждой втулке форсунки выполнен кольцевой выступ, в котором выполнены перпендикулярные оси смесительного элемента пазы для подачи горючего внутрь каждой кольцевой полости горючего и параллельные пазы для подачи окислителя в каждую кольцевую полость окислителя, при этом кольцевые полости подачи компонентов топлива со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками, в которых выполнены отверстия для подачи компонентов топлива в зону горения, преимущественно, полость камеры сгорания, а все втулки, со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу, при этом в их торцевых стенках выполнены каналы, соединяющие полость окислителя с кольцевыми полостями окислителя, образованными коаксиально установленными втулками.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 and connecting the cavities of the component supply units with the chamber cavity combustion, at least one gas generator, at least one turbopump unit, power and regulation units, according to the invention, on each bushing an annular protrusion is made in which grooves are perpendicular to the axis of the mixing element for supplying fuel into each annular cavity of fuel and parallel grooves for supplying oxidizer to each annular cavity of the oxidizer, while the annular cavities of the supply of fuel components from the side of the cavity of the combustion chamber are closed by spacers in which holes are made for supplying fuel components to the combustion zone, mainly, the cavity of the combustion chamber, and all the bushings, from the side opposite to the combustion zone, are installed close to each other, while in their end walls are made channels connecting the oxidant cavity with an annular cavity oxidant formed coaxially mounted bushings.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан предложенный двигатель, на фиг.2 - 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 - the mixing head of the rocket engine, figure 3 - remote element on an enlarged scale.

Смесительная головка камеры ЖРД содержит несколько коаксиально установленных втулок 1-6, образующих кольцевые полости 7 и 8 для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя соответственно. На каждой втулке 1-6 выполнен кольцевой выступ 9-14 соответственно, в котором выполнены перпендикулярные оси смесительного элемента пазы 15 для подачи горючего внутрь каждой кольцевой полости горючего 7 и параллельные пазы 16 для подачи окислителя в каждую кольцевую полость окислителя 8. Внутренние кольцевые полости 8 окислителя со стороны огневого днища соединены каналами 16 и 17 с полостью блока 18 подачи окислителя.The mixing head of the LRE chamber contains several coaxially mounted bushings 1-6, forming annular cavities 7 and 8 for supplying gaseous fuel and liquid oxidizer, respectively. On each sleeve 1-6, an annular protrusion 9-14 is made, respectively, in which grooves 15 are provided perpendicular to the axis of the mixing element for supplying fuel into each annular fuel cavity 7 and parallel grooves 16 for supplying the oxidizing agent to each annular oxidant cavity 8. Internal annular cavities 8 oxidizer from the side of the fire bottom are connected by channels 16 and 17 with the cavity of the oxidizer supply unit 18.

Кольцевые полости горючего 7 соединены каналами 15 с полостью коллектора 19 блока горючего 20.The annular cavity of the fuel 7 is connected by channels 15 to the cavity of the collector 19 of the fuel block 20.

Кольцевые полости подачи компонентов со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками 21-26, в которых выполнены отверстия 27 и 28 для подачи горючего и окислителя соответственно. Все втулки 1-6, со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу.The annular cavity for supplying components from the side of the cavity of the combustion chamber is closed by spacers 21-26, in which openings 27 and 28 are made for supplying fuel and oxidizer, respectively. All bushings 1-6, on the side opposite to the combustion zone, are mounted close to each other.

Также в состав ЖРД входит турбонасосный агрегат 29, газогенератор 30 и агрегаты питания и регулирования 31.Also, the composition of the LRE includes a turbopump unit 29, a gas generator 30, and power and control units 31.

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

Горючее и окислитель при помощи турбонасосного агрегата, приводимого в действие продуктами сгорания компонентов топлива, подаваемых в газогенератор 30, подаются в полость блока горючего 20 и окислителя 18 смесительной головки.The fuel and the oxidizing agent by means of a turbopump unit driven by the combustion products of the fuel components supplied to the gas generator 30 are fed into the cavity of the fuel unit 20 and the oxidizing agent 18 of the mixing head.

Горючее из полости коллектора 19 блока горючего 20 по перпендикулярным пазам 15, выполненным в кольцевых выступах 9-14, подается внутрь кольцевой полости горючего 7, и через отверстия 27, далее в зону горения, например, полость камеры сгорания.Fuel from the cavity of the manifold 19 of the fuel unit 20 along the perpendicular grooves 15 made in the annular protrusions 9-14 is fed into the annular cavity of the fuel 7, and through openings 27, then into the combustion zone, for example, the cavity of the combustion chamber.

Окислитель из полости блока окислителя 18, по каналам 17 и 16 подается в кольцевую полость окислителя 8, и через отверстия 28, в зону горения, например, полость камеры сгорания.The oxidizing agent from the cavity of the oxidizing unit 18, is supplied through the channels 17 and 16 to the annular cavity of the oxidizing agent 8, and through the openings 28, into the combustion zone, for example, the cavity of the combustion chamber.

В камере сгорания компоненты перемешиваются между собой, воспламеняются и сгорают, образуя при этом продукты сгорания, обладающие значительной кинетической энергией. Подача компонентов из мелких отверстий 27 и 28, расположенных в виде концентрических поясов, дает возможность реализовать смесеобразование компонентов топлива при щелевой подаче, когда один слой компонента топлива взаимодействует с другим 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.In the combustion chamber, the components are mixed together, ignited and burned, forming combustion products with significant kinetic energy. The supply of components from small holes 27 and 28, arranged in the form of concentric belts, makes it possible to realize the mixture formation of fuel components during slot feeding, when one layer of the fuel component interacts with another layer of the fuel component. Such a feed, ultimately, will reduce the losses associated with the imperfection of the mixing 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, and connecting the cavities of the component supply units with the cavity of the combustion chamber, at least one gas generator, as at least one turbopump assembly, power and regulation units, characterized in that on each nozzle sleeve an annular protrusion is made in which perpendiculars are made the axes of the mixing element are notched; grooves for supplying fuel into each annular cavity of fuel and parallel grooves for supplying oxidizer to each annular cavity of the oxidizer, while the annular cavities of the supply of fuel components 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 zone combustion, mainly the cavity of the combustion chamber, and all the bushings from the side opposite to the combustion zone are mounted close to each other, while in their end walls are made anal, connecting the oxidant cavity with an annular cavity oxidant formed coaxially mounted bushings.