RU2505698C1

RU2505698C1 - Coaxial spray atomiser

Info

Publication number: RU2505698C1
Application number: RU2012126628/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Викторович Черниченко; Виталий Борисович Шепеленко
Original assignee: Владимир Викторович Черниченко
Priority date: 2012-06-27
Filing date: 2012-06-27
Publication date: 2014-01-27
Also published as: RU2012126628A

Abstract

FIELD: power industry.

SUBSTANCE: invention can be used at designing of atomisers and mixing heads of liquid-propellant engines. A coaxial spray atomiser includes a housing with a hollow tip, in the outlet part of which there are radially located slots made in the form of alternating projections and cavities, and attaching an oxidiser cavity to a combustion zone, a bushing enclosing the tip with a gap and attaching the cavity of the first combustible to the combustion zone. Radially located slots are made so that perimetre of a central part of the jet, which is restricted with generatrixes of beams, is not more than 3s, and beam length is 2.3…2.5s, where s - beam thickness; with that, the number of beams is equal to three; in the bushing between the tip projections there are the channels, the outlet part of which opens to the combustion zone, and the inlet one is connected to the cavity of the second combustible.

EFFECT: increasing completeness of mixture formation.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к 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 devices for mixing and atomizing 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 энергомассовых характеристик, достигаемым, как правило, в ущерб надежности, безопасности и экологичности.At the present stage of the development of space vehicles, a situation has arisen where the possibilities 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, which is achieved, as a rule, at the expense 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 позволяет сократить затраты на выведение полезной нагрузки. Это обеспечивает 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 reduces the cost of removing the payload. This also provides 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: F02К 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-stage mode on oxygen-kerosene-hydrogen fuel components with a subsequent transition to the second and second stages on the fuel components "" Oxygen-hydrogen. "

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, 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: F02К 9/53, 9/60 - прототип).Known fuel nozzle of a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine, comprising an axial inlet and outlet - a 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, and in the pylon at least one inlet through hole has been made, 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 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 from the output side is made with step expansion, into which through holes extending tangentially with respect to the nozzle axis are directed, extending from the outer side the 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 данной форсунки является значительная сложность конструкции 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 nozzle is the significant design complexity and 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 коаксиальной соосно-струйной форсунки, конструкция которой позволит использовать ее в качестве трехкомпонентной с обеспечением повышенной полноты смесеобразования.The objective of the invention is to remedy these disadvantages and create a coaxial coaxial-jet nozzle, the design of which will allow it to be used as a three-component to ensure increased completeness of mixture formation.

Поставленная задача достигается тем, что предложенная соосно-струйная форсунка 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 первого горючего с зоной горения, при этом радиально расположенные пазы выполнены таким образом, что периметр центральной части струи, ограниченный образующими лучей, составляет не более 3s, а длина луча -2,3…2,5s, где s - толщина луча, при этом число лучей равно трем, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, а входная - соединяется с полостью второго горючего.This object is achieved in that the proposed coaxial jet nozzle 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 the tip with a gap and connecting the cavity of the first fuel to the combustion zone, while the radially spaced grooves are made so that the perimeter of the Central part of the jet, limited by the generatrix of the rays, it does not exceed 3s, and the beam length is -2.3 ... 2.5s, where s is the beam thickness, while the number of rays is three, and in the bushing, between the protrusions of the tip, channels are made, the outlet part of which opens into the combustion zone, and entrance - connected to the cavity of the second fuel.

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 трехлучевой 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 three-beam output part of the tip.

Соосно-струйная форсунка содержит полый наконечник 1, с осевым каналом 2 внутри него, соединяющим полость окислителя (не показана) с полостью камеры сгорания. В выходной части наконечника выполнены радиально расположенные выступы 3 и впадины 4. На наконечник 1 с кольцевым зазором 5 установлена втулка 6, соединяющая полость первого горючего - водорода (не показана) 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 второго горючего - керосина (не показана) при помощи каналов 10.The coaxial jet nozzle contains a hollow tip 1, with an axial channel 2 inside it, connecting the oxidizer cavity (not shown) with the cavity of the combustion chamber. In the output part of the tip there are made radially located protrusions 3 and depressions 4. A sleeve 6 is mounted on the tip 1 with an annular gap 5, connecting the cavity of the first fuel - hydrogen (not shown) 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 cavity of the second fuel - kerosene (not shown) using channels 10.

Предложенная соосно-струйная форсунка в составе смесительной головки трехкомпонентного ЖРД работает следующим образом.The proposed coaxial-jet nozzle as part of the mixing head of a three-component rocket engine works as follows.

Из полости блока подачи окислителя окислитель по осевому каналу 2 внутри наконечника 1 подается в камеру сгорания. В месте расположения радиальных пазов 4 струя окислителя принимает форму выходного сечения наконечника, в данном случае форму радиальных пазов 4, 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 4, the oxidizing jet takes the form of the output section of the tip, in this case the shape of the radial grooves 4, 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 трехлучевую звездообразную при неизменной площади выходного сечения улучшает условия разрушения струи, позволяет уменьшить характерный поперечный размер струи и длину нераспавшейся части струи. Кроме этого, 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 a three-beam star-shaped with a constant output cross-sectional area improves the conditions for the destruction of the jet and 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 through 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, through the channels 7, kerosene is also fed into the combustion chamber from the cavity of the kerosene supply unit, which, when combined with hydrogen, increases the density of the hydrogen-kerosene fuel, 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, the 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 the 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 coaxial-jet nozzle, characterized in that it comprises a housing with a hollow tip, in the output part of which there are radially arranged grooves made in the form of alternating protrusions and depressions, and connecting the oxidizer cavity with the combustion zone, a sleeve covering the tip and connecting the cavity with a gap the first fuel with a combustion zone, while the radially located grooves are made in such a way that the perimeter of the central part of the jet, limited by the generatrix of the rays, is no more than 3s, and the beam length is 2.3 ... 2.5s, where s is t lschina beam, the number of beams is equal to three, wherein in the sleeve between the tip of the protrusions are formed channels, the outlet of which opens into the combustion zone and the input - is connected with the cavity of the second fuel.