RU2485340C1

RU2485340C1 - Method of feeding fuel components into liquid-propellant rocket engine chamber

Info

Publication number: RU2485340C1
Application number: RU2012116617/06A
Authority: RU
Original assignee: Черниченко Владимир Викторович
Priority date: 2012-04-26
Filing date: 2012-04-26
Publication date: 2013-06-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention may be used in designing atomizer heads for liquid-propellant engine combustion chambers. Proposed method consists in feeding starting fuel into engine combustion chamber in starting via starting fuel feed channel. Starting fuel feed channel outlet accommodated coaxial hollow spring-loaded axial-displacement sleeve with sealing surface made at its channel inlet. In feeding starting fuel, said sleeve is displaced by starting fuel toward fire bottom for its outlet to interact with mate shaped surface at fire bottom inner surface. After starting the engine, said sleeve is displaced from fire bottom by fuel unless sleeve inlet sealing surface interacts with mate sealing element to shut off starting fuel feed channel. Sealing element is arranged in starting fuel feed channel.

EFFECT: higher and reliability of ignition system.

4 dwg

Description

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения при помощи пускового горючего.The invention relates to rocket engine manufacturing and can be used in the development of the nozzle heads of the combustion chambers of liquid rocket engines (LRE) containing an ignition system using starting fuel.

Одной из основных проблем при создании ЖРД, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, является обеспечение надежной работы системы воспламенения, в том числе обеспечение пожаровзрывобезопасности за счет принятия специальных мер по предотвращению контакта горючего с окислителем до его поступления в полость камеры сгорания.One of the main problems in creating LREs operating on non-combustible components of the fuel is to ensure reliable operation of the ignition system, including ensuring fire and explosion safety by taking special measures to prevent contact of the fuel with the oxidizer before it enters the cavity of the combustion chamber.

Проблема заключается в том, что ЖРД является генератором широкого спектра вибрационных нагрузок, которые могут приводить к разрушению арматуры питания, в том числе трубопроводов подачи горючего к средствам воспламенения.The problem is that the liquid propellant rocket engine is a generator of a wide range of vibration loads, which can lead to the destruction of power valves, including pipelines for supplying fuel to the means of ignition.

Известна камера с форсуночной головкой, в которой средства воспламенения выполнены из струйных форсунок, установленных за внутренним огневым днищем в силовом корпусе камеры (патент RU №2158841, МПК: F02K 9/52, заявка №99101161/06 от 21.01.99 г.).A known chamber with a nozzle head, in which the ignition means is made of jet nozzles installed behind the internal firing plate in the power housing of the chamber (RU patent No. 2158841, IPC: F02K 9/52, application No. 99101161/06 of 01.21.99).

При такой схеме обеспечивается отсутствие контакта элементов системы воспламенения с полостью окислителя камеры. Однако в такой конструкции есть существенный недостаток - в случае разрушения трубопровода, подводящего горючее к форсунке, высокотемпературный газ из камеры сгорания начнет поступать в образовавшуюся негерметичность с последующим разгаром и разрушением камеры.With this scheme, the absence of contact of the elements of the ignition system with the cavity of the oxidizing chamber is ensured. However, this design has a significant drawback - in the event of the destruction of the pipeline supplying fuel to the nozzle, high-temperature gas from the combustion chamber will begin to flow into the resulting leakage, followed by heat and destruction of the chamber.

Известен способ подачи пускового горючего в камеру сгорания ЖРД и форсуночная головка камеры сгорания ЖРД для реализации указанного способа, содержащая корпус и огневое днище с установленной в них форсункой пускового горючего, при этом торец форсунки пускового горючего утоплен в огневое днище, а в огневом днище вокруг форсунки пускового горючего выполнен канал переменного сечения с входной частью, сужающейся частью и минимальным проходным сечением, соединяющий полость горючего форсуночной головки с полостью камеры сгорания (патент RU №2429370, МПК: F02K 9/52, заявка №2010104718 от 10.02.2010 - прототип).A known method of supplying starting fuel to the combustion chamber of the liquid propellant rocket engine and the nozzle head of the combustion chamber of the liquid propellant rocket engine for implementing the specified method, comprising a housing and a fire bottom with a starting fuel nozzle installed therein, while the end of the starting fuel nozzle is recessed into the fire bottom and around the nozzle in the fire bottom starting fuel made the channel of variable cross-section with the inlet part, tapering part and a minimum bore, connecting the cavity of the fuel nozzle head with the cavity of the combustion chamber (RU patent 2429370 IPC: F02K 9/52, application №2010104718 from 10.02.2010 - prototype).

Указанная форсуночная головка в случае разрушения подводящего трубопровода горючего системы воспламенения работает следующим образом.The specified nozzle head in case of destruction of the supply pipe of the combustible ignition system operates as follows.

Горючее из полости пускового горючего форсуночной головки поступает как в канал форсунки горючего, так и в отверстие огневого днища, тем самым препятствуя попаданию высокотемпературных продуктов сгорания из огневой полости камеры сгорания в форсунку горючего и, соответственно, препятствуя лавинообразному разрушению форсуночной головки.Fuel from the cavity of the starting fuel nozzle head enters both the channel of the fuel nozzle and the opening of the firing base, thereby preventing the high temperature combustion products from entering the combustion chamber of the combustion chamber into the nozzle of the fuel and, accordingly, preventing the avalanche-like destruction of the nozzle head.

Основным недостатком данного способа является то, что струю пускового горючего подают внутрь камеры сгорания, окруженная струей основного несамовоспламеняющегося горючего, что приводит к ее перемешиванию и размытию струей основного горючего, и, в конечном итоге, снижению эффективности работы системы воспламенения, основанной на поджиге несамовоспламеняющихся компонентов топлива струей пускового горючего.The main disadvantage of this method is that the jet of starting fuel is fed into the combustion chamber, surrounded by a jet of the main non-combustible fuel, which leads to its mixing and blurring by the main fuel jet, and, ultimately, to reduce the efficiency of the ignition system based on ignition of the non-combustible components fuel jet starting fuel.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности и эффективности работы системы воспламенения.The task of the invention is to increase the reliability and efficiency of the ignition system.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном способе подачи пускового горючего в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащую смесительную головку с корпусом, включающую блок подачи окислителя, блок подачи основного горючего, огневое днище, канал подачи пускового горючего с выходной частью в виде полой профилированной втулки, форсунки, установленные в указанных блоках смесительной головки по концентрическим окружностям и соединяющие полости блоков с полостью камеры сгорания, заключающемся в подаче пускового горючего в камеру двигателя при пуске через канал подачи пускового горючего, согласно изобретению, в выходной части канала подачи пускового горючего устанавливают с возможностью осевого перемещения дополнительную полую подпружиненную втулку, на входной части канала которой выполняют уплотнительную поверхность, при этом, при подаче пускового горючего указанную втулку перемещают при помощи пускового горючего по направлению к огневому днищу смесительной головки, до взаимодействия выходной частью упомянутой втулки с ответной профилированной поверхностью на внутренней поверхности огневого днища, а после запуска двигателя указанную втулку перемещают от огневого днища основным горючим до обеспечения взаимодействия уплотнительной поверхности входной части канала втулки с ответным уплотнительным элементом, перекрывая тем самым канал подачи пускового горючего, при этом упомянутый уплотнительный элемент располагают в канале пускового горючего.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed method for supplying starting fuel to the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine, comprising a mixing head with a housing including an oxidizer supply unit, a main fuel supply unit, a fire bottom, a starting fuel supply channel with an outlet part in the form of a hollow profiled bushings, nozzles installed in the indicated blocks of the mixing head along concentric circles and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, which consists in supplying new fuel into the engine chamber when starting through the starting fuel supply channel, according to the invention, in the output part of the starting fuel supply channel, an additional hollow spring-loaded sleeve is installed with the possibility of axial movement, on the inlet part of the channel of which a sealing surface is made, while, when supplying the starting fuel, said the sleeve is moved with the help of starting fuel towards the firing head of the mixing head, until the output part of the said sleeve interacts with the reciprocal milled surface on the inner surface of the fire bottom, and after starting the engine, said sleeve is moved from the fire bottom with the main fuel until the sealing surface of the input part of the bushing channel interacts with the mating sealing element, thereby blocking the starting fuel supply channel, while the said sealing element is placed in the channel starting fuel.

Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой разрез форсуночной головки с системой воспламенения, на фиг.2 - выносной элемент А - осевой разрез форсунки пускового горючего, на фиг.3 - разрез Б-Б - поперечный разрез выходной части канала форсунки пускового горючего, на фиг.4 - разрез В-В - поперечный разрез входной части канала форсунки пускового горючего.The essence of the proposed invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows an axial section of a nozzle head with an ignition system, Fig. 2 - a remote element A - an axial section of a starting fuel nozzle, Fig. 3 - section B-B - cross section of a channel outlet starting fuel nozzles, figure 4 - section bb - a cross section of the input part of the channel of the starting fuel nozzle.

Предложенный способ может быть реализован при помощи смесительной головки камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей корпус 1, блок подачи окислителя 2, блок подачи горючего 3. Форсунки 4 установлены в указанных блоках 2 и 3 смесительной головки по концентрическим окружностям и соединяют полости блоков с полостью камеры сгорания. Канал 5 подачи пускового горючего выполнен в виде однокомпонентной форсунки с выходной частью в виде полой профилированной втулки 6. В выходной части втулки 6 канала 5 подачи пускового горючего коаксиально установлена с возможностью осевого перемещения дополнительная полая подпружиненная втулка 7. На входной части канала 8 втулки 7 выполнена уплотнительная поверхность 9. В одном положении втулка 7 взаимодействует выходной частью 10 с ответной профилированной поверхностью 11 на внутренней поверхности огневого днища 12. В другом положении втулка 7 взаимодействует уплотнительной поверхностью 9 с ответным уплотнительным элементом 13, расположенным в упомянутом канале пускового горючего на ребрах 14. В огневом днище 12 выполнен канал 15 подачи пускового горючего на режиме запуска, и основного горючего на основном режиме.The proposed method can be implemented using a mixing head of a chamber of a liquid propellant rocket engine, comprising a housing 1, an oxidizer supply unit 2, a fuel supply unit 3. Nozzles 4 are installed in said blocks 2 and 3 of the mixing head in concentric circles and connect the cavity of the blocks to the cavity of the combustion chamber . Channel 5 supply of starting fuel is made in the form of a single-component nozzle with the output part in the form of a hollow profiled sleeve 6. In the output part of the sleeve 6 of the channel 5 of the supply of starting fuel, an additional hollow spring-loaded sleeve 7 is coaxially axially movable. At the input part of the channel 8 of the sleeve 7 is made sealing surface 9. In one position, the sleeve 7 interacts with the output part 10 with the corresponding profiled surface 11 on the inner surface of the firing bottom 12. In the other position Single 7 engages the sealing surface 9 mating with the sealing element 13 disposed in said starting fuel channel on the edges 14. In the injector face 12 is formed a channel 15 feeding the starting fuel to the start mode and the main fuel in the main mode.

Предложенный способ может быть реализован при помощи предложенной смесительной головки камеры жидкостного ракетного двигателя следующим образом.The proposed method can be implemented using the proposed mixing head of the chamber of a liquid propellant rocket engine as follows.

Основные компоненты топлива, из полости блока подачи окислителя 2 и полости блока подачи горючего 3, через форсунки 4 подают в камеру сгорания. В момент запуска, пусковое горючее подают в канал 5 и из него далее, к профилированной втулке 6. Во втулке 6, при помощи потока пускового горючего, воздействуют на торцевую поверхность полой подпружиненной втулки 7 и перемещают ее к огневому днищу, сжимая при этом пружину (не обозначена). Одновременно с этим поток пускового горючего подают в канал 8 дополнительной втулки 7. Втулка 7 перемещается к огневому днищу и садится выходной частью 10 на ответную профилированную поверхность 11 на внутренней поверхности огневого днища 12, образуя, таким образом, замкнутый канал пускового горючего, открывающийся через канал 15 непосредственно в камеру сгорания.The main components of the fuel, from the cavity of the oxidizer supply unit 2 and the cavity of the fuel supply unit 3, are fed into the combustion chamber through nozzles 4. At the time of start-up, starting fuel is fed into the channel 5 and from it further to the profiled sleeve 6. In the sleeve 6, by means of the starting fuel flow, they act on the end surface of the hollow spring sleeve 7 and move it to the fire plate, compressing the spring ( not indicated). At the same time, the starting fuel flow is fed into the channel 8 of the additional sleeve 7. The sleeve 7 moves to the firing bottom and sits the output part 10 on the return profiled surface 11 on the inner surface of the firing bottom 12, thus forming a closed starting fuel channel opening through the channel 15 directly into the combustion chamber.

После запуска двигателя подачу пускового горючего через канал 5 прекращают. В этом случае, на дополнительную полую подпружиненную втулку 7 уже не действует поток пускового горючего, и упомянутая втулка 7, под действием пружины, начинает отходить от ответной профилированной поверхности 11 на внутренней поверхности огневого днища 12.After starting the engine, the supply of starting fuel through channel 5 is stopped. In this case, the starting fuel stream is no longer acting on the additional hollow spring-loaded sleeve 7, and the said sleeve 7, under the action of a spring, starts to move away from the counter profiled surface 11 on the inner surface of the fire plate 12.

В образовавшуюся щель, между выходной частью 10 втулки 7 и ответной профилированной поверхностью 11 на внутренней поверхности огневого днища 12, начинает поступать основное горючее.The main fuel begins to flow into the gap formed between the output part 10 of the sleeve 7 and the corresponding profiled surface 11 on the inner surface of the firing bottom 12.

Часть основного горючего, через канал 15, который в этом случае выполняет роль однокомпонентной струйной форсунки горючего, поступает в камеру сгорания, а другая часть основного горючего перемещает втулку 7, по направлению от огневого днища, до тех пор, пока втулка 7 не начнет взаимодействовать уплотнительной поверхностью 9 с ответным уплотнительным элементом 13, расположенным в упомянутом канале пускового горючего на ребрах 14. Под действием основного горючего, втулку 7 устанавливают уплотнительной поверхностью 9 канала 8 на ответный уплотнительный элемент 13 и полностью перекрывают канал подачи пускового горючего. В этом случае, через канал 15, который в этом случае играет роль однокомпонентной струйной форсунки горючего, расход основного горючего подают в камеру сгорания и защищают, таким образом, огневое днище от прогара.Part of the main fuel, through the channel 15, which in this case acts as a single-component jet nozzle of the fuel, enters the combustion chamber, and the other part of the main fuel moves the sleeve 7, in the direction from the firing bottom, until the sleeve 7 begins to interact with the sealing surface 9 with a mating sealing element 13 located in the said channel of the starting fuel on the ribs 14. Under the action of the main fuel, the sleeve 7 is installed by the sealing surface 9 of the channel 8 on the mating seal to the elements 13 and completely cover the passage feeding the starting fuel. In this case, through the channel 15, which in this case plays the role of a single-component jet nozzle of the fuel, the flow rate of the main fuel is fed into the combustion chamber and thus protect the fire plate from burnout.

Использование предложенного технического решения позволит повысить надежность и эффективность работы системы воспламенения жидкостного ракетного двигателя.Using the proposed technical solution will improve the reliability and efficiency of the ignition system of a liquid rocket engine.

Экспериментальные работы, проведенные авторами и заявителем с системой воспламенения, содержащей предложенные решения, показали ее высокую надежность, в том числе и при разрушении подводящего трубопровода горючего системы воспламенения.The experimental work carried out by the authors and the applicant with the ignition system containing the proposed solutions showed its high reliability, including the destruction of the inlet pipe of the combustible ignition system.

Claims

A method for supplying starting fuel to a chamber of a liquid propellant rocket engine containing a mixing head with a housing including an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, a fire bottom, a starting fuel supply channel with an outlet part in the form of a hollow profiled sleeve, nozzles installed in said mixing head units according to concentric circles and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, which consists in the supply of starting fuel into the engine chamber when starting through the feed channel of the starting fuel characterized in that in the output part of the starting fuel supply channel, an additional hollow spring-loaded sleeve is installed with axial movement, the sealing surface is made on the input part of the channel, while when supplying the starting fuel, said sleeve is moved with the help of starting fuel towards the mixing head heads to interact with the output part of the said sleeve with a mating profiled surface on the inner surface of the firing bottom, and after starting motor and said sleeve is moved from the injector face to the main fuel interoperability sealing surface of the inlet portion of the sleeve with a return channel sealing member, thereby closing the channel supplying the starting fuel, said sealing member disposed in the starting fuel passage.