RU2484282C1 - Liquid-propellant engine - Google Patents
Liquid-propellant engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2484282C1 RU2484282C1 RU2012109739/06A RU2012109739A RU2484282C1 RU 2484282 C1 RU2484282 C1 RU 2484282C1 RU 2012109739/06 A RU2012109739/06 A RU 2012109739/06A RU 2012109739 A RU2012109739 A RU 2012109739A RU 2484282 C1 RU2484282 C1 RU 2484282C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pylons
- nozzle
- pylon
- channels
- blind
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Nozzles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of power plants, and in particular to devices for mixing and atomizing fuel components, and can be used in the development of liquid rocket engines (LRE).
В основу изобретения положена задача реализации смесеобразования в камере ЖРД, заключающегося в том, чтобы из форсунки в огневое пространство камеры сгорания выходила кольцевая струя окислительной среды, внутри которой располагалась струя горючего, а окружала струю окислительной среды также кольцевая струя горючего.The basis of the invention is the implementation of the mixture formation in the LRE chamber, which consists in the fact that from the nozzle into the firing space of the combustion chamber there is an annular stream of oxidizing medium, inside which there is a stream of fuel, and an annular stream of fuel surrounding the stream of oxidizing medium.
Целесообразно, чтобы так работала как обычная форсунка, так и форсунка, выступающая в огневое пространство камеры сгорания, которая чаще всего предназначается для образования антипульсационных перегородок в огневом пространстве камер сгорания жидкостных ракетных двигателей.It is advisable that both the normal nozzle and the nozzle protrude into the firing space of the combustion chamber, which is most often intended to form anti-pulsation baffles in the firing space of the combustion chambers of liquid rocket engines.
Необходимость разработки таких форсунок продиктована как целесообразностью улучшения смесеобразования в камере сгорания, в частности, для повышения удельного импульса тяги двигателей, работающих на двух компонентах, так и потребностью в создании трехкомпонентных форсунок для жидкостных ракетных двигателей, в которых используются три компонента топлива.The need to develop such nozzles is dictated by the feasibility of improving mixture formation in the combustion chamber, in particular, to increase the specific thrust impulse of engines running on two components, and the need to create three-component nozzles for liquid rocket engines that use three fuel components.
В случае применения двухкомпонентного топлива в предлагаемых форсунках в качестве окислительной среды используется окислительный газогенераторный газ, а в обеих окружающих его струях одно и то же горючее.In the case of the use of two-component fuel in the proposed nozzles, an oxidizing gas-generating gas is used as the oxidizing medium, and the same fuel is used in both of the jets surrounding it.
В случае применения трехкомпонентного топлива (один окислитель и два разных компонента горючего) в качестве окислительной среды используется газогенераторный окислительный газ, один из компонентов горючего идет в наружной кольцевой струе, а другой - во внутренней.In the case of the use of three-component fuel (one oxidizer and two different components of the fuel), the gas-generating oxidizing gas is used as the oxidizing medium, one of the components of the fuel goes in the outer ring stream, and the other in the inner one.
Из анализа уровня техники известны двухкомпонентные форсунки с глухим осевым каналом и тангенциальными сквозными отверстиями, простирающимися от наружной поверхности форсунки до пересечения с этим осевым каналом. Таковой форсункой является форсунка камеры сгорания жидкостных ракетных двигателей РД-107, РД-108 (см., например, энциклопедию "Космонавтика", М., 1985, стр.426, параграф "Форсуночная головка"). Эту форсунку принимаем в качестве аналога изобретения.From the analysis of the prior art, two-component nozzles with a blind axial channel and tangential through holes extending from the outer surface of the nozzle to the intersection with this axial channel are known. Such a nozzle is the nozzle of the combustion chamber of liquid rocket engines RD-107, RD-108 (see, for example, the encyclopedia "Cosmonautics", Moscow, 1985, p. 426, paragraph "nozzle head"). This nozzle is taken as an analogue of the invention.
Недостаток аналога в том, что в нем не может быть использован третий компонент топлива, а также в том, что в нем имеется резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя.The disadvantage of the analogue is that it cannot use the third component of fuel, and also that it has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific thrust of a liquid propellant rocket engine.
Из анализа уровня техники известна также газожидкостная двухкомпонентная струйно-струйная форсунка жидкостного ракетного двигателя РД-253 (см. учебник для вузов, авторы Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей". М., 1989 г., стр.136, рис.7.14, поз.1). Эту форсунку принимаем также в качестве аналога.From the analysis of the prior art, a gas-liquid two-component jet-jet nozzle of the RD-253 liquid propellant rocket engine is also known (see textbook for high schools, authors G.G. Gakhun, V.I. Baulin, V.A. Volodin, etc. "Design and Engineering liquid rocket engines. "M., 1989, p. 136, Fig. 7.14, item 1). This nozzle is also taken as an analogue.
Недостаток аналога в том, что в нем нельзя использовать третий компонент топлива, а кроме того, эта форсунка имеет резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги жидкостных ракетных двигателей, работающих на двухкомпонентном топливе.The disadvantage of the analogue is that it cannot use the third fuel component, and in addition, this nozzle has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific thrust of liquid propellant rocket engines running on two-component fuel.
Известны форсунки, образующие антипульсационные перегородки головки двигателя SSME (см. Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей". М., 1989 г., стр.135, рис.7.12, поз.3). Эти форсунки двухкомпонентные, выдвинутые выходной своей частью в огневое пространство камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Эту форсунку принимаем в качестве аналога изобретений.Known nozzles forming the anti-pulsation partitions of the SSME engine head (see G. G. Gakhun, V. I. Baulin, V. A. Volodin and others. "Design and construction of liquid rocket engines". M., 1989, p. 135, fig. 7.12, item 3). These nozzles are two-component, extended by their output into the firing space of the combustion chamber of a liquid rocket engine. We accept this nozzle as an analogue of inventions.
Известна газожидкостная форсунка смесительной головки кислородно-водородного двигателя (см. Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей". М., 1989 г., стр.136, рис.7.13, поз.2). Форсунка содержит имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус с осевым каналом и коаксиально закрепленную внутри корпуса глухую трубку, выполненную зацело с пилоном и трубчатым корпусом. В пилонах выполнены сквозные отверстия, простирающиеся вдоль пилона от наружной поверхности форсунки до осевого канала в глухой трубке со стороны его глухого конца, при этом канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входными сквозными отверстиями в пилоне.Known gas-liquid nozzle of the mixing head of an oxygen-hydrogen engine (see G. G. Gakhun, V. I. Baulin, V. A. Volodin and others. "Design and construction of liquid rocket engines." M., 1989, p. 136, Fig. 7.13, item 2). The nozzle contains a tubular body having an axial inlet and outlet with an axial channel and a blind tube coaxially fixed inside the housing, made integrally with the pylon and the tubular body. The pylons are provided with through holes extending along the pylon from the outer surface of the nozzle to the axial channel in the blind pipe from the side of its blind end, while the channel of the blind pipe is formed from the exit side by its blind axial channel, and from the input side by input through holes in the pylon.
Недостаток прототипа в том, что в нем имеется резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги двигателя, а кроме того, в нем нельзя использовать третий компонент топлива.The disadvantage of the prototype is that it has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific impulse of engine thrust, and in addition, it cannot use a third fuel component.
Известна топливная форсунка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащая имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус с основным осевым каналом, а также не менее чем на одном пилоне закрепленную коаксиально корпусу внутри него глухую трубку, выполненную зацело с пилоном и трубчатым корпусом, причем в пилоне выполнено не менее чем одно входное сквозное отверстие, простирающееся вдоль пилона от наружной поверхности форсунки до осевого канала в глухой трубке со стороны ее глухого конца, канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным сквозным отверстием в пилоне, при этом основной осевой канал трубчатого корпуса со стороны выхода выполнен со ступенчатым расширением, в которое направлены выполненные тангенциально относительно оси форсунки сквозные отверстия, простирающиеся со стороны наружной поверхности форсунки до пересечения с основным осевым каналом (Патент РФ №2232916, МПК: F02K 9/52).Known fuel nozzle of a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine containing an axial inlet and outlet tubular body with a main axial channel, and also at least on one pylon a blind tube fixed coaxially to the body inside it, made integrally with the pylon and the tubular body, moreover, the pylon is made at least one inlet through hole extending along the pylon from the outer surface of the nozzle to the axial channel in the blind pipe from the side of its blind end, the channel of the blind pipe is formed from the side they exit by a blind axial channel, and from the entrance side by an input through hole in the pylon, while the main axial channel of the tubular body on the output side is made with a stepwise expansion, into which through holes extending tangentially with respect to the nozzle axis are directed, extending from the outside of the nozzle surface to the intersection with the main axial channel (RF Patent No. 2232916, IPC:
Основными недостатками указанной форсунки является то, что форсунка не имеет настроечных элементов для настойки форсунки по линии горючего и окислителя на заданный расход, что приводит к нерасчетному соотношению компонентов и потерям удельного импульса тяги. Кроме этого, полость керосина в форсунке используется только на режиме работы двигателя на компонентах «кислород-керосин-водород», на которой двигатель работает достаточно короткое время. При работе двигателя на компонентах «кислород-керосин», на режиме второй и последующих ступеней, такое выполнение выходной части форсунки приводит к значительным потерям экономичности, сопоставимыми в ряде случаев с выигрышем от применения третьего компонента топлива, имеющего большую плотность, на режиме первой ступени.The main disadvantages of this nozzle is that the nozzle does not have tuning elements for adjusting the nozzle along the line of fuel and oxidizer at a given flow rate, which leads to an off-design ratio of components and loss of specific impulse of thrust. In addition, the kerosene cavity in the nozzle is used only in the engine operating mode on the oxygen-kerosene-hydrogen components, on which the engine runs for a fairly short time. When the engine is running on oxygen-kerosene components in the second and subsequent stages, this embodiment of the nozzle outlet leads to significant losses in economy, comparable in some cases to the gain from using the third component of the fuel, which has a higher density, in the first stage mode.
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, 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 с. 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, 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 turbo asosny unit and power regulation units (Gahun GG et al Construction and design of liquid-propellant rocket engines, Moscow, Mechanical Engineering, 1989, at 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 жидкостного ракетного двигателя, применение которого позволит обеспечить повышенную экономичность рабочего процесса при работе форсунки как в качестве трехкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-керосин-водород», так и в качестве двухкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-водород».The objective of the invention is to eliminate these drawbacks and the creation of a liquid rocket engine, the use of which will provide increased efficiency of the working process when the nozzle is operated as a three-component, on oxygen-kerosene-hydrogen fuel components, or as a two-component, on oxygen components -hydrogen".
Решение поставленной задачи достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем как минимум один газогенератор, как минимум один турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, регенеративно охлаждаемую камеру, включающую профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть, профилированное регенеративно охлаждаемое сопло, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи водорода, блок подачи керосина, соосно-струйные форсунки, установленные в указанных блоках смесительной головки по концентрическим окружностям и содержащие имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус с основным осевым каналом, а также не менее чем на одном пилоне закрепленную коаксиально корпусу внутри него глухую трубку, выполненную за одно целое с пилоном и трубчатым корпусом, причем в пилоне выполнено не менее чем одно входное сквозное отверстие, простирающееся вдоль пилона от наружной поверхности форсунки до осевого канала в глухой трубке со стороны ее глухого конца, при этом канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным сквозным отверстием в пилоне, при этом основной осевой канал трубчатого корпуса со стороны выхода выполнен со ступенчатым изменением проходного сечения, согласно изобретению, ступенчатое изменение проходного сечения трубчатого корпуса указанных форсунок выполнено с уменьшением проходного сечения упомянутого корпуса от пилонов к выходной части, преимущественно, в виде одного конфузора, при этом на выходной части трубчатого корпуса установлена втулка с образованием между наружной поверхностью упомянутого корпуса и внутренней поверхностью втулки кольцевой полости, в которой размещены винтовые каналы, простирающиеся со стороны наружной поверхности форсунки до сообщения с основным осевым каналом, со стороны осевого входа трубчатого корпуса выполнен настроечный элемент в виде фаски, выполненной с возможностью изменения ее геометрических параметров при настройке, трубчатый корпус выполнен разъемным, на наружной поверхности глухой трубки, размещенной в выходной части трубчатого корпуса, выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью трубчатого корпуса, причем продольные оси упомянутых пилонов установлены под углом к продольной оси форсунки, при этом в пилонах выполнены каналы, выходная часть которых направлена под углом к продольной оси форсунки, отличным от угла установки продольных осей указанных пилонов, при этом входная часть упомянутых каналов соединяется с полостью глухой трубки, а выходная - с кольцевой полостью, образованной трубчатым корпусом и глухой трубкой, причем оси упомянутых каналов в пилонах расположены противоположно направлению осей винтовых каналов в кольцевой полости между втулкой и наружной поверхностью трубчатого корпуса, при этом глухая трубка выполнена разъемной, состоящей из пилонной части и наконечника, причем в месте их стыка установлен жиклер.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed liquid propellant rocket engine containing at least one gas generator, at least one turbopump unit, power and regulation bodies, a regeneratively cooled chamber, including a profiled regeneratively cooled cylindrical part, a profiled regeneratively cooled nozzle, a mixing head, including case, oxidizer supply unit, hydrogen supply unit, kerosene supply unit, coaxial-jet nozzles installed in these blocks the mixing head along concentric circles and containing a tubular body having an axial inlet and outlet with a main axial channel, and also at least on one pylon, a blind tube fixed coaxially to the body inside it, made in one piece with the pylon and the tubular body, and the pylon is not made less than one inlet through hole extending along the pylon from the outer surface of the nozzle to the axial channel in the blind tube from the side of its blind end, while the channel of the blind tube is formed from the exit side yes, its blind axial channel, and on the input side, an input through hole in the pylon, while the main axial channel of the tubular body on the output side is made with a stepwise change in the bore, according to the invention, a step change in the bore of the tubular body of these nozzles is made with a decrease in the bore said body from the pylons to the output part, mainly in the form of a single confuser, while on the output part of the tubular body a sleeve is installed with the formation between the outer the first surface of the said housing and the inner surface of the sleeve of the annular cavity, in which there are screw channels extending from the outer surface of the nozzle to the main axial channel, from the side of the axial inlet of the tubular body there is a tuning element in the form of a bevel made with the possibility of changing its geometric parameters when setting up, the tubular body is detachable, on the outer surface of the blind tube located in the output part of the tubular body, the pylons are made, mutually acting on the inner surface of the tubular body, the longitudinal axes of the said pylons being installed at an angle to the longitudinal axis of the nozzle, while in the pylons channels are made, the outlet part of which is directed at an angle to the longitudinal axis of the nozzle, different from the installation angle of the longitudinal axes of these pylons, while the input part of the said channels is connected to the cavity of the deaf tube, and the outlet is connected to the annular cavity formed by the tubular body and the blind tube, and the axes of the said channels in the pylons are located opposite opolozhno direction of helical axes in the channels of the annular cavity between the sleeve and the outer surface of the tubular body, the blank tube is split, consisting of the pylon and the tip portion, and at their junction nozzle set.
В варианте исполнения, глухая трубка форсунки закреплена коаксиально корпусу внутри него на двух радиально направленных и равнорасположенных по окружности пилонах, внутри каждого из которых размещено два поперечных относительно оси форсунки входных сквозных отверстия.In an embodiment, the nozzle blank tube is fixed coaxially to the body inside it on two pylons radially directed and equally spaced around the circumference, inside each of which there are two inlet openings transverse with respect to the nozzle axis.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой продольный разрез предложенного ЖРД, на фиг.2 - выносной элемент А смесительной головки, на фиг.3 - выносной элемент Б - форсунка смесительной головки, на фиг.4 - выносной элемент В - выходная часть форсунки в увеличенном масштабе, на фиг.5 - разрез Г-Г - поперечный разрез выходной части форсунки, на фиг.6 - выходная часть форсунки с пилонами на глухой трубке.The invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows an axial longitudinal section of the proposed LRE, in Fig. 2 - a remote element A of the mixing head, in Fig. 3 - a remote element B - an nozzle of the mixing head, in Fig. 4 - a remote element B - the nozzle outlet on an enlarged scale, FIG. 5 is a section G-G — a transverse section through the nozzle outlet, and FIG. 6 is the nozzle outlet with pylons on a blank tube.
Предложенный ЖРД содержит камеру со смесительной головкой, включающей соосно-струйные форсунки, содержащие имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус 1 с основным осевым каналом 2, а также не менее чем на одном пилоне 3 закрепленную коаксиально корпусу внутри него глухую трубку 4, выполненную за одно целое с пилоном 3 и трубчатым корпусом 1. В пилоне 3 выполнено не менее чем одно входное сквозное отверстие 5, простирающееся вдоль пилона 3 от наружной поверхности форсунки до осевого канала 6 в глухой трубке 4 со стороны ее глухого конца. Осевой канал 6 глухой трубки 4 образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным сквозным отверстием в пилоне. Основной осевой канал 2 трубчатого корпуса 1 со стороны выхода выполнен со ступенчатым изменением проходного сечения. Ступенчатое изменение проходного сечения трубчатого корпуса 1 выполнено с уменьшением проходного сечения корпуса 1 от пилонов к выходной части в виде одного конфузора 7. На выходной части трубчатого корпуса 1 установлена втулка 8 с образованием между наружной поверхностью корпуса 1 и внутренней поверхностью втулки 8 кольцевой полости 9, в которой размещены винтовые каналы 10. Со стороны осевого входа трубчатого корпуса 1 выполнен настроечный элемент 11 в виде фаски, выполненной с возможностью изменения ее геометрических параметров при настройке. Трубчатый корпус 1 выполнен разъемным. На наружной поверхности глухой трубки 4, размещенной в выходной части трубчатого корпуса 1, выполнены пилоны 12, взаимодействующие с внутренней поверхностью трубчатого корпуса 1.The proposed liquid propellant rocket engine contains a chamber with a mixing head, including coaxial jet nozzles, containing a
Продольные оси упомянутых пилонов 12 установлены под углом к продольной оси форсунки. В пилонах 12 выполнены каналы 13, входная часть 14 которых соединяется с полостью трубки 4, а выходная 15 - с кольцевой полостью 16, образованной трубчатым корпусом 1 и глухой трубкой 4, причем оси указанных каналов 13 расположены под углом к продольной оси форсунки, отличным от угла установки самих пилонов 12.The longitudinal axis of the
Оси упомянутых каналов 13 в пилонах 12 расположены противоположно направлению осей винтовых каналов 10 в кольцевой полости между втулкой 8 и наружной поверхностью трубчатого корпуса 1.The axis of the
Глухая трубка 4 выполнена разъемной, состоящей из пилонной части 17 и наконечника 18, причем в месте их стыка установлен жиклер 19.The
Форсунки установлены в блоке окислителя 20, блоке водорода 21 и блоке керосина 22 по концентрическим окружностям, причем указанные блоки соединены между собой при помощи сварки.The nozzles are installed in the
Камера двигателя также содержит профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть 23 с критическим сечением 24 и соплом 25.The engine chamber also contains a profiled regeneratively cooled
В состав двигателя также входит один газогенератор 26, один турбонасосный агрегат 27, агрегаты питания и регулирования 28.The engine also includes one
Предложенный ЖРД работает следующим образом.The proposed LRE works as follows.
Первое горючее, преимущественно водород или продукты его сгорания, при помощи турбонасосного агрегата 27, приводимого в действие продуктами сгорания газогенератора 26 и управляемого при помощи агрегатов питания и регулирования 28, подается из корпуса блока 21 по осевому каналу 2 корпуса 1 к пилонам 12.The first fuel, mainly hydrogen or products of its combustion, is supplied from the casing of the
Проходя пилоны 12, струя горючего приобретает вращательное движение и поступает в камеру сгорания. Настройка форсунки на заданный расход первого горючего осуществляется изменением геометрических размеров настроечного элемента 11, выполненного в виде фаски.Passing the
Второе горючее, преимущественно керосин, при помощи турбонасосного агрегата 27, приводимого в действие продуктами сгорания газогенератора 26 и управляемого при помощи агрегатов питания и регулирования 28, подается из блока керосина 22 в кольцевую полость 9, образованную втулкой 8 и наружной поверхностью трубчатого корпуса 1, проходит по винтовым пазам между винтовыми каналами 10, приобретает вращательное движение и подается в камеру сгорания.The second fuel, mainly kerosene, is supplied from the block of
Окислитель при помощи турбонасосного агрегата 27, приводимого в действие продуктами сгорания газогенератора 26 и управляемого при помощи агрегатов питания и регулирования 28, подается из блока окислителя 20 внутрь глухой трубки 4 трубчатого корпуса 1 по отверстию 5. Из полости глухой трубки 4 по осевому каналу 6 окислитель поступает по направлению к камере сгорания. Настройка форсунки на заданный расход окислителя осуществляется изменением геометрических размеров настроечного элемента 19, выполненного в виде жиклера.The oxidizing agent by means of a
В районе пилонов 12 часть расхода окислителя поступает во входную часть 14 каналов 13, проходит по ним и поступает из выходной части 15 указанных каналов 13 в поток первого горючего, подаваемого через кольцевую полость между наконечником 18 и трубчатым корпусом и внутренней поверхностью трубчатого корпуса 1. За счет расположения осей пилонов 12 под углом к продольной оси форсунки часть расхода окислителя, подаваемого через каналы 13, приобретает вращательное движение, что приводит к улучшению условий смесеобразования.In the region of
За счет того что оси каналов 13 расположены под углом к продольной оси форсунки, отличным от угла установки самих пилонов 12, часть расхода окислителя, подаваемого через каналы 13, приобретает тангенциальную составляющую скорости, отличную по величине и направлению от тангенциальной составляющей скорости потока горючего, подаваемого через пилоны 12. Таким образом, часть потока расхода окислителя и поток горючего начинают вращаться, образуя конуса распыла с различным углом наклона образующей к продольной оси форсунки, что обеспечивает их более интенсивное перемешивание.Due to the fact that the axis of the
За счет того что направление винтовых каналов 10 выполнено в противоположную сторону углу установки пилонов 12, происходит дополнительное перемешивание струи второго горючего, поступающей в камеру сгорания в виде конуса, вращающегося в одну сторону, с аналогичным конусом струи второй части окислителя, вращающейся в противоположном направлении. Такая подача компонентов топлива позволяет улучшить условия смесеобразования.Due to the fact that the direction of the
Кроме этого, отбор части расхода окислителя на каналы 13 позволяет уменьшить расход, поступающий через осевой канал 6 глухой трубки 4, что позволяет уменьшить длину нераспавшейся части основной струи окислителя и тем самым улучшить условия ее распадения, что, в конечном итоге, приведет к улучшению условий смесеобразования.In addition, the selection of part of the flow rate of the oxidizing agent to the
Продукты сгорания компонентов топлива из смесительной головки поступают в профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть 23, проходят через критическое сечение 24 и расширяются в сопле 25, создавая при этом тягу.The combustion products of the fuel components from the mixing head enter the profiled regeneratively cooled
Использование предложенного технического решения позволит обеспечить повышенную экономичность рабочего процесса ЖРД при его работе как трехкомпонентного, на компонентах топлива «кислород-керосин-водород», так и двухкомпонентного, на компонентах топлива «кислород-водород».Using the proposed technical solution will allow for increased efficiency of the LRE working process during its operation as a three-component, on oxygen-kerosene-hydrogen fuel components, and a two-component, on oxygen-hydrogen fuel components.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012109739/06A RU2484282C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Liquid-propellant engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012109739/06A RU2484282C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Liquid-propellant engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2484282C1 true RU2484282C1 (en) | 2013-06-10 |
Family
ID=48785710
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012109739/06A RU2484282C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Liquid-propellant engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2484282C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109442478A (en) * | 2018-12-13 | 2019-03-08 | 西安航天动力研究所 | A kind of flexible thin sheet formula smooth-bore tip of big flow range |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4771600A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine |
| RU2065985C1 (en) * | 1994-08-03 | 1996-08-27 | КБ химавтоматики г.Воронеж | Three-component liquid-fuel rocket engine |
| RU2232916C2 (en) * | 2001-08-27 | 2004-07-20 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П.Глушко" | Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions) |
| RU2328615C1 (en) * | 2007-01-18 | 2008-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Liquid-propellant rocket engine chamber mixing head |
| RU2386844C1 (en) * | 2008-12-18 | 2010-04-20 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation |
-
2012
- 2012-03-15 RU RU2012109739/06A patent/RU2484282C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4771600A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine |
| RU2065985C1 (en) * | 1994-08-03 | 1996-08-27 | КБ химавтоматики г.Воронеж | Three-component liquid-fuel rocket engine |
| RU2232916C2 (en) * | 2001-08-27 | 2004-07-20 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П.Глушко" | Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions) |
| RU2328615C1 (en) * | 2007-01-18 | 2008-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Liquid-propellant rocket engine chamber mixing head |
| RU2386844C1 (en) * | 2008-12-18 | 2010-04-20 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ГАХУН Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.93-94, ЖРД SSME. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109442478A (en) * | 2018-12-13 | 2019-03-08 | 西安航天动力研究所 | A kind of flexible thin sheet formula smooth-bore tip of big flow range |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2482320C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2484282C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2481495C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2479739C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2480606C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2482317C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2479740C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
| RU2480607C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2481485C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2480609C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2482314C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2484288C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481487C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2483223C1 (en) | Method of feeding fuel components into liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2484289C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482319C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482318C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2481491C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482316C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2479741C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine mixing chamber | |
| RU2481494C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482315C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2481492C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2502886C1 (en) | Method of fuel components feed in three-component liquid propellant rocket engine combustion chamber | |
| RU2481490C1 (en) | Coaxial spray injector |