RU2497008C1

RU2497008C1 - Method of fuel components feed in three-component liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2497008C1
Application number: RU2012126639/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Викторович Черниченко; Виталий Борисович Шепеленко; Валерий Александрович Чернышов
Original assignee: Владимир Викторович Черниченко
Priority date: 2012-06-27
Filing date: 2012-06-27
Publication date: 2013-10-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed method consists in feeding fuel components in combustion chamber via coaxial aligned-jet nozzle communicating oxidiser chamber with combustion zone and including sleeve covering with clearance the nozzle to communicate fuel zone with combustion zone arranged in mixing head in concentric circles to make central and peripheral zones. At first-stage mode, oxygen is fed in combustion chamber via nozzle with developed outlet surface of coaxial aligned-jet nozzle. Hydrogen is fed via shape clearance between aforesaid nozzle and sleeve while kerosene is fed via channels made in said sleeve. Note here that outlet profile of said channels is equidistant to nozzle profile. Note also that outlet part of said channels opens into combustion chamber while inlet part communicates with kerosene unit chamber. At second-stage mode and that of other stage, oxygen is fed in combustion chamber via hollow nozzle with developed outlet surface of coaxial aligned-jet nozzle. Hydrogen is fed via shaped clearance between nozzle and said sleeve.

EFFECT: better fuel mix mixing.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к способам и устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of power plants, and in particular to methods and devices for mixing and spraying fuel components, and can be used in the development of nozzles and mixing heads of liquid rocket engines (LRE).

На настоящем этапе развития космических транспортных средств сложилась ситуация, когда возможности по совершенствованию химических ракетных двигателей традиционных типов (на основе стационарных или медленно протекающих рабочих процессов) практически полностью исчерпаны и ограничены незначительным улучшением энерго-массовых характеристик, достигаемым, как правило, в ущерб надежности, безопасности и экологичности.At the present stage of the development of space vehicles, a situation has arisen when the opportunities for improving traditional-type chemical rocket engines (based on stationary or slowly running work processes) are almost completely exhausted and limited by a slight improvement in energy-mass characteristics, achieved, as a rule, to the detriment of reliability, safety and environmental friendliness.

Для разработки в дальнейшем наиболее эффективных одноступенчатых систем выведения необходимо создание ЖРД нового поколения, работающих при использовании с жидким кислородом двух горючих - водорода и углеводородного горючего (УВГ), чаще всего, керосина. Основным преимуществом трехкомпонентных ЖРД по сравнению с двухкомпонентными кислородно-водородными двигателями является уменьшение потребных запасов водорода в 1,5…2 раза, что позволит сократить затраты на выведение полезной нагрузки. Это обеспечит также уменьшение "сухой" массы конструкции носителя. Проведенные исследования показали конкурентоспособность и значительную эффективность ЖРД, работающих на трехкомпонентном топливе (жидкий кислород - углеводородное горючее/керосин - жидкий водород).To develop further the most effective single-stage excretion systems, it is necessary to create a new generation liquid-propellant rocket engine that works when using two fuels with liquid oxygen - hydrogen and hydrocarbon fuel (UVH), most often, kerosene. The main advantage of a three-component liquid-propellant rocket engine compared to two-component oxygen-hydrogen engines is a reduction in the required hydrogen reserves by 1.5 ... 2 times, which will reduce the cost of removing the payload. This will also provide a reduction in the “dry” mass of the carrier structure. Studies have shown the competitiveness and significant efficiency of liquid propellant rocket engines operating on three-component fuel (liquid oxygen - hydrocarbon fuel / kerosene - liquid hydrogen).

Одной из основных проблем при создании устройств для перемешивания и распыливания компонентов топлива является обеспечение предельно возможной полноты сгорания компонентов, что обеспечивается увеличением площади поверхности соприкосновения компонентов и уменьшением характерного поперечного размера струи одного из компонентов. В известных форсунках выполнение указанных условий приводит к значительному усложнению конструкции.One of the main problems in creating devices for mixing and atomizing fuel components is to ensure the maximum possible completeness of combustion of the components, which is achieved by increasing the contact surface area of the components and reducing the characteristic transverse jet size of one of the components. In known nozzles, the fulfillment of these conditions leads to a significant complication of the design.

Известна коаксиальная соосно-струйная форсунка, содержащая наконечник в виде полого цилиндра, соединяющий полость жидкого окислителя с зоной горения (полостью камеры сгорания), втулку с цилиндрической внутренней поверхностью, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость газообразного горючего с зоной горения (В.Е. Алемасов и др. «Теория ракетных двигателей»: Учебник для студентов машиностроительных специальностей вузов, М., Машиностроение, 1980, рис.18.2, стр.225-226). В данной форсунке окислитель подается в зону горения по осевому каналу внутри наконечника, а горючее - по кольцевому зазору между втулкой и наконечником. На выходе из форсунки струя окислителя имеет форму сплошного конуса, обращенного вершиной к наконечнику форсунки, а струя горючего - форму полого конуса. Контакт горючего и окислителя происходит по поверхности сплошного конуса. Такая схема подачи не обеспечивает качественного распыла компонентов топлива, что приводит к уменьшению коэффициента полноты сгорания топлива и, соответственно, потерям удельного импульса тяги.Known coaxial coaxial-jet nozzle containing a tip in the form of a hollow cylinder, connecting the cavity of the liquid oxidizer with the combustion zone (cavity of the combustion chamber), a sleeve with a cylindrical inner surface, covering the tip with a gap and connecting the cavity of the gaseous fuel with the combustion zone (B.E. Alemasov et al. “Theory of rocket engines”: Textbook for students of engineering specialties of universities, M., Mechanical Engineering, 1980, Fig. 18.2, pp. 225-226). In this nozzle, the oxidizing agent is fed into the combustion zone along the axial channel inside the tip, and the fuel through the annular gap between the sleeve and the tip. At the outlet of the nozzle, the oxidizer stream has the shape of a continuous cone, with its tip facing the nozzle tip, and the fuel stream has the shape of a hollow cone. The contact of fuel and oxidizer occurs on the surface of a continuous cone. Such a supply scheme does not provide a high-quality atomization of fuel components, which leads to a decrease in the coefficient of completeness of fuel combustion and, consequently, loss of specific impulse of thrust.

Известна соосно-струйная форсунка, содержащая полый наконечник, соединяющий полость одного компонента топлива с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с зоной горения, при этом в выходной части наконечника выполнены радиально расположенные пазы, а внутренняя поверхность втулки выполнена эквидистантно профилированной наружной поверхности пазов наконечника (патент РФ №2161719 от 23.02.99, МПК F02K 9/53, 9/60).Known coaxial-jet nozzle containing a hollow tip connecting the cavity of one fuel component with the combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the cavity of the other fuel component with the combustion zone, while radially located grooves are made in the output part of the tip, and the inner surface of the sleeve made equidistant profiled outer surface of the grooves of the tip (RF patent No. 2161719 from 02.23.99, IPC F02K 9/53, 9/60).

Увеличение полноты смесеобразования при использовании данных форсунок происходит за счет профилирования выходной части струи, увеличения периметра контакта компонентов и уменьшения длины нераспавшейся части струи.An increase in the completeness of mixture formation when using these nozzles occurs due to the profiling of the outlet part of the jet, an increase in the perimeter of the contact of the components, and a decrease in the length of the non-decayed part of the jet.

Основными недостатками данной форсунки является то, что ее конструкция не позволяет использовать форсунку для работы в качестве трехкомпонентной, для трехкомпонентного двигателя, работающего на режиме первой. ступени на компонентах топлива «кислород-керосин - водород» с последующим переходом на режиме второй и последующих ступеней на компоненты топлива ««кислород-водород».The main disadvantages of this nozzle is that its design does not allow the nozzle to be used as a three-component, for a three-component engine operating in the first mode. steps on the oxygen-kerosene-hydrogen fuel components with a subsequent transition in the second and subsequent stages to the oxygen-hydrogen fuel components.

Известен способ подачи компонентов топлива в камеру жидкостного ракетного двигателя и форсунка для реализации указанного способа, 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, 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 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 9/53, 9/60 - прототип).A known method of supplying fuel components to the chamber of a liquid propellant rocket engine and an injector for implementing this method, comprising a tubular body having an axial inlet and outlet with an axial main channel, and also a blind tube fixed integrally with the pylon fixed coaxially to the housing inside it and a tubular body, moreover, in the pylon there 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 e side of the blind end, while the channel of the blind tube is formed from the exit side by its blind axial channel, and from the input side by an input through hole in the pylon, while the main axial channel of the tubular body from the output side is made with a stepped expansion into which tangential tangent to the axis are directed nozzles through holes extending from the outer surface of the nozzle to the intersection with the main axial channel (RF patent No. 2232916, IPC F02K 9/53, 9/60 - prototype).

Основным недостатком данного способа является значительная сложность конструкции форсунки и пониженная полнота рабочего процесса, вызванная тем, что расширение струи водорода происходит в полости керосина, что приводит к нерасчетным условиям работы и потерям удельного импульса тяги.The main disadvantage of this method is the significant complexity of the nozzle design and the reduced completeness of the working process, due to the fact that the expansion of the hydrogen stream occurs in the kerosene cavity, which leads to off-design operating conditions and loss of specific thrust impulse.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание способа подачи компонентов топлива в камеру ЖРД, применение которого позволит обеспечить повышенную полноту смесеобразования.The objective of the invention is to remedy these disadvantages and create a method of supplying fuel components to the LRE chamber, the use of which will allow for increased completeness of mixture formation.

Поставленная задача достигается тем, что в предложенном способе подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно, кислородно-керосинового-водородного, заключающемся в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, согласно изобретению, на режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, причем выходной профиль указанных каналов выполняют эквидистантным профилю наконечника, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки.The problem is achieved in that in the proposed method for supplying fuel components to the chamber of a three-component liquid rocket engine, mainly oxygen-kerosene-hydrogen, which consists in supplying these components to the chamber through coaxial coaxial-jet nozzles containing a hollow tip connecting the cavity of the oxidizer to the zone combustion, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the fuel cavity to the combustion zone, located in the mixing head along concentric they and forming the central and peripheral zones, according to the invention, in the first stage mode, oxygen is supplied to the cavity of the combustion chamber through a hollow tip with a developed output surface of a coaxial coaxial-jet nozzle, hydrogen through a profiled gap between the tip and the sleeve of the specified nozzle, kerosene through channels which are performed in the sleeve, wherein the output profile of these channels is performed by an equidistant profile of the tip, while the output part of the said channels opens into the cavity of the combustion chamber mania, and the input - is connected to the cavity of the block of kerosene; in the second and subsequent stages, oxygen is supplied to the cavity of the combustion chamber through a hollow tip with a developed outlet surface of a coaxial coaxial-jet nozzle, and hydrogen through a profiled gap between the tip and the sleeve of the specified nozzle.

Для реализации указанного способа предложена соосно-струйная форсунка, которая, согласно изобретению, содержит корпус с полым наконечником, в выходной части которого имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, и соединяющим полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость основного горючего с зоной горения, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, а входная - соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом наружный профиль каналов эквидистантен профилю наконечника.To implement this method, a coaxial-jet nozzle is proposed, which, according to the invention, comprises a housing with a hollow tip, in the output part of which there are radially spaced grooves made in the form of alternating protrusions and depressions, and connecting the oxidizer cavity with the combustion zone, a sleeve covering with a gap the tip and the connecting cavity of the main fuel with the combustion zone, and in the sleeve, between the protrusions of the tip, channels are made, the outlet of which opens into the combustion zone, and the inlet is connected Xia additional fuel to the cavity, wherein the outer profile channels equidistant profile tip.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 показан осевой разрез предложенной форсунки, на фиг.2 - поперечный разрез выходной части указанной соосно-струйной форсунки с четырехлучевой выходной частью наконечника.The invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows an axial section of the proposed nozzle, and Fig. 2 is a cross-sectional view of the output part of the specified coaxial-jet nozzle with a four-beam output part of the tip.

Предложенный способ может быть реализован при помощи коаксиальной соосно-струйной форсунки, содержащей полый наконечник 1 с осевым каналом 2 внутри него, соединяющим полость окислителя (не показана) с полостью камеры сгорания.The proposed method can be implemented using a coaxial coaxial-jet nozzle containing a hollow tip 1 with an axial channel 2 inside it, connecting the cavity of the oxidizer (not shown) with the cavity of the combustion chamber.

В выходной части наконечника 1 имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов 3 и впадин 4.In the output part of the tip 1 there are radially located grooves made in the form of alternating protrusions 3 and depressions 4.

На наконечник 1 с кольцевым зазором 5 установлена втулка 6, соединяющая полость водорода (не показана) горючего с полостью камеры сгорания. Во втулке 6 между выступами 3 наконечника, выполнены каналы 7, выходная часть 8 которых открывается в зону горения, входная 9 - соединяется с полостью керосина (не показана) при помощи каналов 10, при этом наружный профиль каналов 7 эквидистантен профилю выходной части наконечника 1.A sleeve 6 is mounted on the tip 1 with an annular gap 5, connecting the hydrogen cavity (not shown) of the fuel with the cavity of the combustion chamber. In the sleeve 6 between the protrusions 3 of the tip, channels 7 are made, the output part 8 of which opens into the combustion zone, the input 9 is connected to the kerosene cavity (not shown) using channels 10, while the external profile of the channels 7 is equidistant to the profile of the output of the tip 1.

Предложенный способ может быть реализован при помощи предложенной коаксиальной соосно-струйной форсунки в составе смесительной головки трехкомпонентного ЖРД следующим образом.The proposed method can be implemented using the proposed coaxial coaxial-jet nozzle as part of the mixing head of a three-component rocket engine as follows.

Из полости блока подачи окислителя окислитель по осевому каналу 2 внутри наконечника 1 подается в камеру сгорания. В месте расположения радиальных пазов струя окислителя принимает форму выходного сечения наконечника, в данном случае форму радиальных выступов 3, что приводит к изменению формы поперечного сечения струи и увеличению периметра контакта при неизменной площади сечения.From the cavity of the oxidizer supply unit, the oxidizing agent is supplied through the axial channel 2 inside the tip 1 to the combustion chamber. At the location of the radial grooves, the oxidizing jet takes the form of the output section of the tip, in this case the shape of the radial protrusions 3, which leads to a change in the shape of the cross section of the jet and an increase in the contact perimeter with a constant cross-sectional area.

Изменение формы струи окислителя с круглой на четырехлучевую звездообразную при неизменной площади выходного сечения улучшает условия разрушения струи, позволяет уменьшить характерный поперечный размер струи и длину нераспавшейся части струи. Кроме того, контакт струи окислителя со струей горючего происходит по поверхности образовавшихся ребер, что приводит к его увеличению по сравнению с круглой струей на 30-45%.Changing the shape of the oxidizer jet from round to four-beam star-shaped with a constant output section improves the conditions for the destruction of the jet, reduces the characteristic transverse size of the jet and the length of the non-decaying part of the jet. In addition, the contact of the oxidizer jet with the fuel jet occurs on the surface of the formed ribs, which leads to its increase in comparison with a round jet by 30-45%.

Следовательно, на выходе из наконечника струя окислителя более склонна к потере своей целостности и быстрее распадается, что позволяет улучшить условия перемешивания компонентов на всех режимах.Consequently, at the exit from the tip, the oxidizer jet is more prone to loss of its integrity and decomposes faster, which improves the mixing conditions of the components in all modes.

Водород из полости блока подачи водорода по. зазору 5 между наконечником 1 и втулкой 6 подается в зону горения.Hydrogen from the cavity of the hydrogen supply unit the gap 5 between the tip 1 and the sleeve 6 is fed into the combustion zone.

На режиме первой ступени через каналы 7 из полости блока подачи керосина в камеру сгорания также подается керосин, который, соединяясь с водородом, увеличивает плотность горючего «водород-керосин», что приводит к повышению эффективности работы двигателя на режиме первой ступени.In the first stage mode, kerosene is also fed into the combustion chamber through the channels 7 from the cavity of the kerosene supply unit, which, when combined with hydrogen, increases the density of the fuel “hydrogen-kerosene”, which leads to an increase in the efficiency of the engine in the first stage mode.

Выполнение наружного профиля указанных каналов эквидистантным профилю наконечника позволяет увеличить периметр контакта компонентов и уменьшить поперечный размер струи, что приводит к улучшению условий смесеобразования.The implementation of the external profile of these channels equidistant profile of the tip allows you to increase the perimeter of the contact components and reduce the transverse size of the jet, which leads to an improvement in the conditions of mixture formation.

На режиме второй и последующих ступеней подача керосина через каналы 7 отсекается и двигатель продолжает работать на компонентах «водород-кислород» с повышенной эффективностью за счет улучшенного смесеобразования.In the second and subsequent stages, the supply of kerosene through channels 7 is cut off and the engine continues to operate on the components of the "hydrogen-oxygen" with increased efficiency due to improved mixture formation.

Применение предложенной соосно-струйной форсунки в кислородно-водородных/керосиновых ЖРД позволит значительно упростить конструкцию смесительной головки и повысить эффективность работы двигателя на трехкомпонентном топливе.The use of the proposed coaxial-jet nozzle in oxygen-hydrogen / kerosene rocket engines will significantly simplify the design of the mixing head and increase the efficiency of the engine using three-component fuel.

Claims

A method of supplying fuel components to a chamber of a three-component liquid propellant rocket engine, primarily oxygen-kerosene-hydrogen, comprising supplying said components to the chamber through coaxial coaxial-jet nozzles containing a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the fuel cavity with the combustion zone, located in the mixing head along concentric circles and forming the central and peripheral zones, character characterized by the fact that in the first stage mode, oxygen is fed into the cavity of the combustion chamber through a hollow tip with a developed exit surface of a coaxial coaxial-jet nozzle, hydrogen through a profiled gap between the tip and the sleeve of the specified nozzle, and kerosene through the channels that are performed in the sleeve, the output profile of these channels is performed by an equidistant profile of the tip, while the output part of the said channels opens into the cavity of the combustion chamber, and the input part is connected to the cavity of the block ke aspen; in the second and subsequent stages, oxygen is supplied to the cavity of the combustion chamber through a hollow tip with a developed outlet surface of a coaxial coaxial-jet nozzle, and hydrogen through a profiled gap between the tip and the sleeve of the specified nozzle.