RU2453722C2

RU2453722C2 - Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber

Info

Publication number: RU2453722C2
Application number: RU2009138089/06A
Authority: RU
Inventors: Юрий Захарович Андреев (RU); Юрий Захарович Андреев
Priority date: 2009-10-14
Filing date: 2009-10-14
Publication date: 2012-06-20
Also published as: RU2009138089A

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: proposed combustion chamber comprises mixing head with oxidiser and propellant jet nozzles communicated with aft-of-valve chambers and having extra chambers in combustion chamber walls or inside. In compliance with this invention, said extra chambers are made up of loop channels with jet nozzles at outlet extending to wedge-type mixer surface. Said loop channels may be made up of capillary tubes arranged inside combustion chamber while wedge-type mixer may represent a cone.

EFFECT: higher operating performances.

3 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретнее - к средствам организации смесеобразования в жидкостных ракетных двигателях малой и особо малой тяги (0,3-0,5 Н) на самовоспламеняющихся компонентах топлива.The invention relates to rocket technology, and more particularly, to means for organizing mixture formation in liquid propellant small and very low thrust engines (0.3-0.5 N) on self-igniting fuel components.

Известен ЖРДМТ с двухструйными смесительными элементами. В головках этих двигателей в качестве форсунок применяются капиллярные трубки (см. патент США №3285013), которые выполняют роль подводящих каналов от электроклапанов к струйным форсункам, одновременно выполняя роль струйных форсунок. В этом двигателе реализуется смешение окислителя и горючего в жидкой фазе. Недостатком известного двигателя является технологическая сложность обеспечения стабильности пересечения осей струйных форсунок смесительных элементов в одной точке, которая является главным условием получения более или менее высоких энергетических характеристик и их межэкземплярной стабильности, особенно для двигателей с небольшим числом смесительных элементов (два-три смесительных элемента).Known liquid propellant rocket engine with two-jet mixing elements. In the heads of these engines, capillary tubes (see US Pat. No. 3,285,013) are used as nozzles, which act as supply channels from solenoid valves to jet nozzles, while also acting as jet nozzles. This engine implements a mixture of oxidizing agent and fuel in the liquid phase. A disadvantage of the known engine is the technological complexity of ensuring the stability of the intersection of the axes of the jet nozzles of the mixing elements at one point, which is the main condition for obtaining more or less high energy characteristics and their inter-instance stability, especially for engines with a small number of mixing elements (two or three mixing elements).

Вторым недостатком известного решения является технологическая сложность применения его для двигателей особо малой тяги, поскольку схема смесеобразования предполагает наличие не менее двух пар смесительных элементов и рассчитана на уровни тяги около 5 Н.The second disadvantage of the known solution is the technological complexity of its application for engines of especially low thrust, since the mixture formation scheme assumes the presence of at least two pairs of mixing elements and is designed for thrust levels of about 5 N.

В наиболее близком по сущности изобретении (см. патент РФ №2088782, заявка №93030931/06 от 17.06.93, F02К 9/52) приведена камера жидкостного ракетного двигателя, в которой заклапанные полости окислителя и горючего сообщены с отдельными полостями, расположенными в стенке камеры сгорания и (или) сопла. Указанные отдельные полости во время работы двигателя заполняются компонентами топлива, испаряются от воздействия тепла стенок камеры сгорания (сопла) или от тепла продуктов горения, а после отключения двигателя за счет избыточного давления вытесняют остатки компонентов топлива из заклапанных полостей в камеру сгорания.In the invention closest in essence (see RF patent No. 2088782, application No. 93030931/06 dated 06/17/93, F02K 9/52), a liquid-propellant rocket engine chamber is provided in which the valve-shaped cavities of the oxidizer and fuel are in communication with separate cavities located in the wall combustion chambers and (or) nozzles. These individual cavities during engine operation are filled with fuel components, evaporate from the heat of the walls of the combustion chamber (nozzle) or from the heat of the combustion products, and after the engine is turned off due to excessive pressure, the remaining fuel components are displaced from the valve cavities into the combustion chamber.

Недостатком известного решения является отсутствие практической возможности его использования для смесеобразования в ЖРДМТ особо малой тяги и получения высоких энергетических характеристик.A disadvantage of the known solution is the lack of practical feasibility of its use for mixture formation in an especially low thrust engine and to obtain high energy characteristics.

Целью изобретения является получение высоких энергетических и динамических характеристик ЖРДМТ особо малой тяги при удовлетворительном тепловом состоянии.The aim of the invention is to obtain high energy and dynamic characteristics of liquid propellant rocket engines of especially low thrust with a satisfactory thermal state.

Задача решается в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя многократного включения, которая содержит смесительную головку со струйными форсунками окислителя и горючего, сообщенными с заклапанными полостями, имеющими дополнительные полости в стенке камеры сгорания или в полости камеры сгорания путем выполнения дополнительной полости в виде петлеобразного канала, со струйной форсункой на выходе, направленной на поверхность клинового смесителя.The problem is solved in the combustion chamber of a multiple-injection liquid propellant rocket engine, which contains a mixing head with jet nozzles of the oxidizer and fuel in communication with valve cavities having additional cavities in the wall of the combustion chamber or in the cavity of the combustion chamber by performing an additional cavity in the form of a loop-like channel with a jet nozzle at the outlet directed to the surface of the wedge mixer.

Петлеобразные каналы могут быть выполнены в виде капиллярных трубок, помещенных в полость камеры сгорания.The loop-like channels can be made in the form of capillary tubes placed in the cavity of the combustion chamber.

Клиновой смеситель может быть выполнен в виде конуса.The wedge mixer can be made in the form of a cone.

Предлагаемое решение поясняется чертежом. На приведенной фигуре показан продольный разрез камеры сгорания, состоящей из корпуса 1 смесительной головки, фланца 2, подводящих каналов окислителя 3, подводящих каналов горючего 4, петлеобразного канала окислителя 5 со струйной форсункой на конце, петлеобразного канала горючего 6 со струйной форсункой на конце, конического клина 7. На смесительной головке закреплена камера сгорания 8.The proposed solution is illustrated in the drawing. The figure shows a longitudinal section of the combustion chamber, consisting of a housing 1 of the mixing head, flange 2, inlet channels of the oxidizer 3, inlet channels of the fuel 4, a loop-like channel of the oxidizer 5 with a jet nozzle at the end, a loop-like channel of the fuel 6 with a jet nozzle at the end, conical wedge 7. A combustion chamber 8 is fixed to the mixing head.

Петлеобразные каналы окислителя 5 и горючего 6 с форсунками окислителя и горючего имеют длину, достаточную для испарения компонентов топлива при непрерывной их подаче - это устанавливается расчетным путем и подтверждается экспериментально. Концы петель загнуты и направлены под углом ~60° к поверхности клина 7, выполненного в виде конуса.The loop-shaped channels of the oxidizer 5 and fuel 6 with the nozzles of the oxidizer and fuel have a length sufficient to evaporate the fuel components during their continuous supply - this is established by calculation and confirmed experimentally. The ends of the loops are bent and directed at an angle of ~ 60 ° to the surface of the wedge 7, made in the form of a cone.

Предлагаемая камера сгорания работает следующим образом.The proposed combustion chamber operates as follows.

Окислитель, пройдя через подводящие каналы 3, поступает в петлеобразный канал 5, заканчивающийся струйной форсункой, а затем - на коническую поверхность клина 7. Одновременно горючее, пройдя через подводящие каналы 4, поступает в петлеобразный канал 6, заканчивающийся струйной форсункой, а затем - на коническую поверхность клина 7, где сталкивается с окислителем. В начале запуска двигателя (доли секунды) на клине реализуется жидкофазное смешение компонентов топлива, присущее для клиновых смесительных элементов, в камере сгорания развивается процесс горения; окислитель и горючее, находящиеся в петлеобразных каналах 5 и 6, разогревшись от тепла горячих газов в камере сгорания, мгновенно испаряются (ввиду очень малых расходов окислителя и горючего, составляющих ~0,06÷0,1 г/с, и тонких стенок капиллярных трубок, составляющих ~0,1 мм; на испарение требуется незначительное количество тепла), и дальнейший процесс смешения компонентов топлива происходит в паровой фазе при высоких скоростях истечения испаренных компонентов. Поскольку поверхности испарившихся окислителя и горючего при прочих равных условиях значительно превосходят поверхности этих же компонентов топлива в жидкой фазе, взаимодействие их в паровой фазе происходит значительно интенсивнее, что способствует повышению полноты сгорания и, соответственно, - повышению экономичности и улучшению динамических характеристик двигателя.The oxidizing agent, passing through the supply channels 3, enters the loop-shaped channel 5, ending with a jet nozzle, and then onto the conical surface of the wedge 7. At the same time, the fuel, passing through the supply channels 4, enters the loop-shaped channel 6, ending with the jet nozzle, and then onto the conical surface of the wedge 7, where it collides with the oxidizing agent. At the beginning of the engine start (fraction of a second), a liquid-phase mixture of fuel components, inherent for wedge mixing elements, is realized on a wedge; a combustion process develops in the combustion chamber; the oxidizing agent and fuel located in the loop-like channels 5 and 6, having warmed up from the heat of hot gases in the combustion chamber, instantly evaporate (due to the very low consumption of oxidizing agent and fuel, comprising ~ 0.06 ÷ 0.1 g / s, and thin walls of capillary tubes constituents of ~ 0.1 mm; insignificant amount of heat is required for evaporation), and the further process of mixing the fuel components occurs in the vapor phase at high efflux rates of the evaporated components. Since the surfaces of the evaporated oxidizer and fuel, ceteris paribus, significantly exceed the surfaces of the same fuel components in the liquid phase, their interaction in the vapor phase is much more intense, which contributes to an increase in the completeness of combustion and, consequently, to an increase in efficiency and an improvement in the dynamic characteristics of the engine.

Предлагаемое техническое решение позволит получить для двигателей особо малой тяги камеру сгорания, обеспечивающую высокую полноту сгорания топлива и, как следствие, получение высоких энергетических и динамических характеристик.The proposed technical solution will allow to obtain a combustion chamber for engines of particularly low thrust, providing a high completeness of fuel combustion and, as a result, obtaining high energy and dynamic characteristics.

Путем подбора длины петлеобразных каналов окислителя 5 и горючего 6 и углов наклона соответствующих струйных форсунок к поверхности клина, можно регулировать величины указанных характеристик и приведенную длину камеры сгорания.By selecting the length of the loop-like channels of the oxidizer 5 and fuel 6 and the angles of inclination of the respective jet nozzles to the surface of the wedge, it is possible to adjust the values of these characteristics and the reduced length of the combustion chamber.

Высокие скорости паров в капиллярных трубках петлеобразных каналов 5, 6 позволяют быстро опорожнять заклапанные полости после останова двигателя, что исключает коксование форсунок горючего и выпадение в осадок солей в форсунках окислителя, тем самым значительно повышая надежность работы двигателя.The high vapor rates in the capillary tubes of the loop-shaped channels 5, 6 allow you to quickly empty the valve cavities after the engine is stopped, which eliminates the coking of the fuel nozzles and the precipitation of salts in the oxidizer nozzles, thereby significantly increasing the reliability of the engine.

Исключение коксования форсунок горючего и выпадения в осадок солей в форсунках окислителя можно добиться также увеличением диаметров проходных сечений капиллярных петлеобразных каналов 5, 6 до 0,25 мм, что приведет к незначительному снижению скоростей паров на выходе из струйных форсунок без ущерба для характеристик двигателя.The exclusion of coking of fuel nozzles and the precipitation of salts in oxidizer nozzles can also be achieved by increasing the diameters of the flow cross-sections of capillary loop-like channels 5, 6 to 0.25 mm, which will lead to a slight decrease in the vapor velocity at the outlet of the jet nozzles without compromising engine performance.

Быстрое опорожнение заклапанных полостей двигателя позволяет значительно уменьшить импульс последействия, который является одной из важнейших характеристик двигателей малых и особо малых тяг.The quick emptying of the valve cavities of the engine can significantly reduce the impulse of the aftereffect, which is one of the most important characteristics of engines of small and especially small traction.

Несмотря на высокую интенсивность процесса смесеобразования, предлагаемое техническое решение позволяет получить удовлетворительное тепловое состояние двигателя при использовании камеры сгорания и сопла, выполненных из жаропрочных материалов с жаростойким покрытием.Despite the high intensity of the mixture formation process, the proposed technical solution allows to obtain a satisfactory thermal condition of the engine when using a combustion chamber and nozzle made of heat-resistant materials with a heat-resistant coating.

Claims

1. The combustion chamber of a liquid propellant small thrust engine containing a mixing head with jet nozzles of an oxidizer and fuel in communication with valve cavities having additional cavities in the walls of the combustion chamber or in the cavity of the combustion chamber, characterized in that the additional cavities are made in the form of loop-shaped channels with outlet nozzles directed to the surface of the wedge mixer.

2. The combustion chamber according to claim 1, characterized in that the loop-shaped channels are made in the form of capillary tubes placed in the cavity of the combustion chamber.

3. The combustion chamber according to claim 1, characterized in that the wedge mixer is made in the form of a cone.