RU2569960C1 - Hybrid rocket engine - Google Patents
Hybrid rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2569960C1 RU2569960C1 RU2014149746/06A RU2014149746A RU2569960C1 RU 2569960 C1 RU2569960 C1 RU 2569960C1 RU 2014149746/06 A RU2014149746/06 A RU 2014149746/06A RU 2014149746 A RU2014149746 A RU 2014149746A RU 2569960 C1 RU2569960 C1 RU 2569960C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- channel
- solid fuel
- oxidizing agent
- combustion
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к конструкциям гибридных ракетных двигателей (ГРД) космического назначения.The invention relates to the field of rocket technology, in particular to the design of hybrid rocket engines (GRE) for space purposes.
Известен гибридный ракетный двигатель [1], содержащий зарядную камеру с размещенным в ней канальным зарядом твердого компонента топлива, струйную форсунку для подачи жидкого компонента топлива, камеру дожигания и сопловый блок.A known hybrid rocket engine [1], comprising a charging chamber with a channel charge of a solid fuel component placed therein, a jet nozzle for supplying a liquid fuel component, an afterburner and a nozzle block.
В данном двигателе жидкий компонент топлива по магистрали подачи поступает в форсунку, через которую в распыленном состоянии впрыскивается в осевой канал заряда твердого компонента топлива и вступает с ним в реакцию горения. Образующиеся в результате горения продукты сгорания поступают в камеру дожигания, в которой происходит полное завершение реакции горения. Продукты полного сгорания топливных компонентов истекают через сопловой блок, создавая тягу ГРД.In this engine, the liquid component of the fuel enters the nozzle through the supply line, through which it is sprayed into the axial channel of the charge of the solid component of the fuel and enters into a combustion reaction with it. The combustion products resulting from combustion enter the afterburner, in which the combustion reaction is completely completed. The products of complete combustion of the fuel components expire through the nozzle block, creating a thrust of the main engine.
Недостатком данной конструкции ГРД является неравномерность выгорания заряда по его длине. Из-за расходования окислителя на реакцию горения плотность потока окислителя непостоянна вдоль поверхности топливного канала. Наиболее интенсивное горение происходит в области переднего торца топливного заряда, а в области ниже по потоку параллельно с реакцией горения происходит высокотемпературная эрозия канала. При этом из-за недостатка окислителя возможен унос непрореагировавшего горючего. Все это приводит к снижению удельного импульса тяги за счет неполного сгорания топливной смеси.The disadvantage of this design of the jet engine is the uneven burnout of the charge along its length. Due to the consumption of the oxidizing agent on the combustion reaction, the oxidizer flux density is not constant along the surface of the fuel channel. The most intense combustion occurs in the region of the front end of the fuel charge, and in the downstream region, high-temperature channel erosion occurs in parallel with the combustion reaction. In this case, due to the lack of an oxidizing agent, the removal of unreacted fuel is possible. All this leads to a decrease in specific impulse of thrust due to incomplete combustion of the fuel mixture.
Известен гибридный ракетный двигатель [2], в котором для обеспечения близкого к оптимальному соотношению компонентов топлива в процессе его работы форсуночная головка имеет форму, максимально приближенную к форме горящей поверхности твердого компонента топлива. При этом в форсуночной головке размещены в виде чередующихся поясов струйные и центробежные форсунки, сообщающиеся с раздельными коллекторными полостями.Known hybrid rocket engine [2], in which to ensure close to the optimal ratio of the components of the fuel during its operation, the nozzle head has a shape as close as possible to the shape of the burning surface of the solid fuel component. Moreover, in the nozzle head, jet and centrifugal nozzles are connected in the form of alternating belts, communicating with separate manifold cavities.
К недостаткам данной схемы относятся сложность конструкции форсуночной головки, и ее размещение непосредственно в зоне горения горящего канала твердотопливного заряда, что снижает надежность ее функционирования вплоть до полного разрушения.The disadvantages of this scheme include the complexity of the design of the nozzle head, and its placement directly in the combustion zone of the burning channel of the solid fuel charge, which reduces the reliability of its operation up to complete destruction.
Наиболее близким по техническому решению к заявляемому изобретению является гибридный ракетный двигатель [3], содержащий зарядную камеру с канальным твердотопливным зарядом, форсунку для подачи жидкого компонента топлива и сопло. Для обеспечения равномерности горения заряда форсунка выполнена в виде полого корпуса и установленного в нем с зазором вкладыша с центральным каналом. Один торец вкладыша со стороны подачи жидкого компонента топлива снабжен кольцевым фланцем с отверстием, а в другой имеет плавно расширяющуюся наружную поверхность. В центральном канале вкладыша установлен шнековый завихритель.The closest in technical solution to the claimed invention is a hybrid rocket engine [3], comprising a charging chamber with a channel solid-fuel charge, an injector for supplying a liquid fuel component and a nozzle. To ensure uniform combustion of the charge, the nozzle is made in the form of a hollow body and a liner with a central channel installed in it with a gap. One end of the liner on the supply side of the liquid fuel component is provided with an annular flange with a hole, and the other has a smoothly expanding outer surface. A screw swirl is installed in the central channel of the insert.
Однако данная схема ГРД также не обеспечивает полного сгорания заряда; процесс горения завершается в камере дожигания, размещенной перед сопловым блоком. Наличие камеры дожигания снижает коэффициент объемного заполнения двигателя [4].However, this gas-turbine engine also does not provide complete charge combustion; the combustion process is completed in the afterburner placed in front of the nozzle block. The presence of a afterburner reduces the volumetric coefficient of the engine [4].
Техническим результатом настоящего изобретения является разработка гибридного ракетного двигателя, обеспечивающего равномерность и полноту сгорания твердотопливного заряда вдоль поверхности осевого канала и, в конечном счете, высокие значения энергомассовых характеристик удельного импульса тяги и коэффициента заполнения.The technical result of the present invention is the development of a hybrid rocket engine that provides uniformity and completeness of combustion of a solid fuel charge along the surface of the axial channel and, ultimately, high energy-mass characteristics of the specific impulse of thrust and fill factor.
Технический результат изобретения достигается тем, что разработан гибридный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, в головной части которого расположена форсунка, магистраль подачи окислителя к форсунке и сопловой блок.The technical result of the invention is achieved by the development of a hybrid rocket engine containing a combustion chamber with a solid fuel charge placed in it, along the axis of which a through channel is made, in the head of which there is a nozzle, an oxidizer supply line to the nozzle and a nozzle block.
Заряд твердого топлива содержит горючие и окислительный компоненты, причем массовую долю окислительного компонента увеличивают по длине заряда в направлении соплового блока в соответствии с уравнением:The charge of solid fuel contains combustible and oxidizing components, and the mass fraction of the oxidizing component is increased along the length of the charge in the direction of the nozzle block in accordance with the equation:
где x - длина заряда, м;where x is the length of the charge, m;
α - удельный расход окислителя, подаваемого в канал заряда, необходимый для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда, кг/кг;α is the specific consumption of the oxidizing agent supplied to the charge channel, necessary for complete combustion of the combustible components of the solid fuel charge, kg / kg;
β - удельный расход окислителя, входящего в состав заряда, необходимый для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда, кг/кг;β is the specific consumption of the oxidizing agent, which is part of the charge necessary for the complete combustion of the combustible components of the solid fuel charge, kg / kg;
П - периметр поперечного сечения сквозного канала в заряде, м;P is the perimeter of the cross section of the through channel in the charge, m;
ω0 - массовая скорость горения твердотопливного заряда во входном сечении канала (x=0), кг/(с·м2);ω 0 - mass burning rate of a solid fuel charge in the input section of the channel (x = 0), kg / (s · m 2 );
G0 - массовый секундный расход окислителя, подаваемого на входе в канал заряда, кг/с;G 0 - mass second flow rate of the oxidizing agent supplied at the entrance to the charge channel, kg / s;
ν - эмпирическая константа в законе скорости горения твердотопливного заряда в потоке окислителя:ν is the empirical constant in the law of the burning rate of a solid fuel charge in an oxidizer stream:
ω=ρma(ρw)ν,ω = ρ m a (ρw) ν ,
где ρm - плотность твердого топлива, кг/м3;where ρ m is the density of solid fuel, kg / m 3 ;
a - эмпирическая константа в законе скорости горения, м/с;a is the empirical constant in the law of the burning rate, m / s;
ρ - плотность окислителя, подаваемого в канал заряда, кг/м3;ρ is the density of the oxidizing agent supplied to the charge channel, kg / m 3 ;
w - скорость окислителя, подаваемого в канал заряда, м/с.w is the velocity of the oxidizing agent supplied to the charge channel, m / s.
Полученный положительный эффект изобретения (равномерность и полнота сгорания твердотопливного заряда вдоль поверхности осевого канала) обусловлен следующими факторами.The resulting positive effect of the invention (uniformity and completeness of combustion of a solid fuel charge along the surface of the axial channel) is due to the following factors.
Скорость газификации твердотопливного заряда ГРД (линейная скорость горения) определяется степенной зависимостью от плотности потока окислителя [1]:The gasification rate of the solid propellant charge of the gas-oil engine (linear burning rate) is determined by the power law dependence on the oxidizer flux density [1]:
где u - линейная скорость горения;where u is the linear burning rate;
y=ρw - плотность потока окислителя;y = ρw is the oxidizer flux density;
ρ, w - плотность и скорость окислителя вдоль оси канала;ρ, w is the density and velocity of the oxidizing agent along the channel axis;
a, ν - эмпирические константы в законе скорости горения (1).a, ν are empirical constants in the law of combustion rate (1).
Уравнение закона сохранения массы окислителя по длине заряда при квазистационарном течении имеет вид:The equation of the law of conservation of mass of the oxidizer along the length of the charge in a quasi-stationary flow has the form:
где x - длина канала (0<x<L);where x is the channel length (0 <x <L);
S, П - площадь проходного сечения и периметр осевого канала;S, P - flow area and the perimeter of the axial channel;
α - отношение массы окислителя, поступающего из потока, к массе твердого горючего в процессе горения;α is the ratio of the mass of oxidizing agent coming from the stream to the mass of solid fuel during combustion;
L - длина заряда.L is the length of the charge.
В предположении постоянства S и П (S=const, П=const) уравнение (2) сводится к виду:Assuming the constancy of S and P (S = const, P = const), equation (2) is reduced to the form:
гдеWhere
Интеграл уравнения (3) имеет вид:The integral of equation (3) has the form:
где y0=ρ0w0=G0/S - плотность потока окислителя на входе в канал;where y 0 = ρ 0 w 0 = G 0 / S is the oxidizer flux density at the channel inlet;
G0 - массовый секундный расход окислителя на входе в канал.G 0 - mass second consumption of oxidizer at the entrance to the channel.
Уравнение (5) представим в виде:Equation (5) can be represented as:
где 
Из уравнения (6) следует, что плотность потока окислителя монотонно уменьшается по длине осевого канала (с ростом x) за счет его расходования в процессе горения.It follows from equation (6) that the oxidizer flux density monotonically decreases along the length of the axial channel (with increasing x) due to its consumption during combustion.
При определенных условиях, если в уравнении (6)Under certain conditions, if in equation (6)
процесс горения вообще прекращается из-за полного расходования окислителя в потоке.the combustion process generally stops due to the complete consumption of the oxidizing agent in the stream.
В результате снижения плотности потока окислителя y(x) по длине канала скорость горения твердотопливного заряда неравномерна по его длине; в ряде случаев - при выполнении неравенства (8) - скорость горения снижается до нуля (горение прекращается).As a result of a decrease in the oxidizer flux density y (x) along the length of the channel, the burning rate of the solid fuel charge is uneven along its length; in some cases, when inequality (8) is fulfilled, the burning rate decreases to zero (combustion ceases).
Наряду с этим, снижение содержания окислителя в потоке приводит к неполноте сгорания топлива в ГРД и, следовательно, к снижению энерготяговых характеристик двигателя.Along with this, a decrease in the oxidizer content in the stream leads to incomplete combustion of the fuel in the engine and, consequently, to a decrease in the energy and traction characteristics of the engine.
В заявляемом изобретении предлагается в состав твердого топлива наряду с горючими компонентами (горючее-связующее и порошок алюминия, например) вводить дополнительно твердый окислитель (например, перхлорат аммония, нитрат аммония, нитрамины и др.), распределенный по длине заряда таким образом, чтобы уменьшающаяся по длине канала плотность потока окислителя y(x) компенсировалась введенным в состав твердотопливного заряда твердым окислителем.In the claimed invention, it is proposed to introduce, in addition to combustible components (fuel-binder and aluminum powder, for example), a solid oxidizing agent (for example, ammonium perchlorate, ammonium nitrate, nitramines, etc.) distributed along the charge length so that it decreases along the length of the channel, the oxidizer flux density y (x) was compensated by the solid oxidizer introduced into the solid fuel charge.
Для определения закона распределения твердого окислителя по длине заряда рассмотрим осевое распределение величины несгоревшей массы горючегоTo determine the distribution law of the solid oxidizer along the length of the charge, we consider the axial distribution of the unburned mass of fuel
где m0, m(x) - масса сгоревшего в единицу времени на единице длины заряда твердого горючего в начальном сечении канала (x=0) и в его произвольном сечении x (0<x≤L).where m 0 , m (x) is the mass of solid fuel burned per unit time per unit length of the charge in the initial section of the channel (x = 0) and in its arbitrary section x (0 <x≤L).
С учетом того, чтоGiven the fact that
получим:we get:
Подставляя в (10) выражение для y(x) из (6), получим:Substituting in (10) the expression for y (x) from (6), we obtain:
Путем несложных алгебраических преобразований уравнение (11) можно привести к виду:Using simple algebraic transformations, equation (11) can be reduced to the form:
где 
Подставляя в (12) выражения для A из (7) и y0=G0/S, получим:Substituting in (12) the expressions for A from (7) and y 0 = G 0 / S, we obtain:
В соответствии с уравнением (13) несгоревшая масса горючего Δm(x) монотонно увеличивается по длине заряда (с ростом x).In accordance with equation (13), the unburned mass of fuel Δm (x) monotonically increases along the length of the charge (with increasing x).
Для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда предлагается вводить твердый окислитель в состав самого заряда, причем количество вводимого окислителя должно быть пропорционально величине несгоревшей массы горючих компонентов твердотопливного заряда Δm(x).For the complete combustion of the combustible components of the solid propellant charge, it is proposed to introduce a solid oxidizer into the composition of the charge itself, and the amount of introduced oxidizer should be proportional to the unburned mass of the combustible components of the solid propellant charge Δm (x).
Из уравнения (13) следует уравнение для соотношения массы окислителя mок и горючего mгор в составе твердотопливного заряда, обеспечивающего полноту сгорания горючих компонентов по всей длине заряда:From equation (13) follows the equation for the ratio of the mass of the oxidizing agent m ok and fuel m mountains in the composition of the solid fuel charge, ensuring the completeness of combustion of combustible components along the entire length of the charge:
где β - удельный расход окислителя, входящего в состав заряда, необходимого для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда (кг/кг).where β is the specific consumption of the oxidizing agent, which is part of the charge necessary for the complete combustion of the combustible components of the solid fuel charge (kg / kg).
Массовая доля окислителя в твердотопливном заряде (отношение массы окислителя к суммарной массе топлива) определяется уравнениемThe mass fraction of the oxidizer in the solid fuel charge (the ratio of the mass of the oxidizer to the total mass of fuel) is determined by the equation
в котором f(x) определяется из уравнения (14). При этом получим:in which f (x) is determined from equation (14). In this case, we get:
При распределении содержания окислительного компонента по длине твердотопливного заряда ГРД в соответствии с уравнением (16) обеспечивается стехиометрическое соотношение горючего и окислителя (содержащегося в потоке и в составе заряда) по всей длине заряда. Тем самым обеспечиваются равномерность и полнота сгорания топливных компонентов ГРД и, следовательно, высокие энерготяговые характеристики двигателя.By distributing the content of the oxidizing component along the length of the solid propellant charge of the gas-oil engine in accordance with equation (16), a stoichiometric ratio of fuel and oxidizer (contained in the stream and in the composition of the charge) over the entire length of the charge is provided. This ensures uniformity and completeness of combustion of the fuel components of the engine and, consequently, high energy and traction characteristics of the engine.
Примеры реализацииImplementation examples
На Фиг. 1 приведен пример реализации гибридного ракетного двигателя. Двигатель состоит из камеры сгорания 1, твердотопливного заряда 2 длиной L со сквозным цилиндрическим каналом радиусом r. Во входном сечении заряда 2 размещена форсунка 3, в которую через магистраль 4 подается жидкий или газообразный окислитель из бака 5. В выходном сечении двигателя размещен сопловый блок 6. Горение заряда 2 в потоке распыленного форсункой окислителя происходит в разгорающемся в процессе работы ГРД цилиндрическом канале. Продукты сгорания истекают через сопловой блок 6, создавая тягу ГРД.In FIG. 1 shows an example implementation of a hybrid rocket engine. The engine consists of a
Уравнение (6), определяющее распределение плотности потока окислителя по длине канала, для канала в форме кругового цилиндра имеет вид: (П=2πr, S=πr2)Equation (6), which determines the distribution of the oxidizer flux density over the channel length, for a channel in the form of a circular cylinder has the form: (П = 2πr, S = πr 2 )
Скорость горения твердотопливного заряда по длине канала определяется уравнением:The burning rate of a solid fuel charge along the length of the channel is determined by the equation:
Уравнение (16), определяющее массовую долю окислителя в твердотопливном заряде, для цилиндрического канала имеет вид:Equation (16), which determines the mass fraction of the oxidizing agent in a solid fuel charge, for a cylindrical channel has the form:
Рассмотрим гибридный ракетный двигатель со следующими типичными значениями параметров [5, 6]:Consider a hybrid rocket engine with the following typical parameter values [5, 6]:
- длина заряда L=1 м;- charge length L = 1 m;
- начальный радиус канала r=0.1 м;- the initial radius of the channel r = 0.1 m;
- массовый секундный расход окислителя G0=10 кг/с;- mass second consumption of the oxidizing agent G 0 = 10 kg / s;
- плотность твердого топлива ρm=1600 кг/м3;- density of solid fuel ρ m = 1600 kg / m 3 ;
- параметры закона скорости горения a=0.0127 мм/с, ν=0.65.- parameters of the law of the burning rate a = 0.0127 mm / s, ν = 0.65.
В качестве типичной композиции твердого горючего материала (ТГМ) для твердотопливного заряда ГРД рассмотрим состав, содержащий 85% инертного горючего-связующего (ГСВ) - бутадиенового каучука, пластифицированного трансформаторным маслом, и 15% порошка алюминия марки АСД-4. В качестве окислителя, подаваемого в канал твердотопливного заряда, рассмотрим газообразный кислород.As a typical composition of solid combustible material (TGM) for a solid propellant charge of a gas engine, we consider a composition containing 85% of an inert combustible-binder (FGP) - butadiene rubber, plasticized with transformer oil, and 15% of aluminum powder grade ASD-4. As an oxidizing agent supplied to the solid fuel charge channel, we consider gaseous oxygen.
Эквивалентные формулы отдельных компонентов, твердого горючего материала и топливной смеси в целом, рассчитанные по методике [1], приведены в таблице 1.The equivalent formulas of the individual components, solid combustible material and the fuel mixture as a whole, calculated by the procedure [1], are shown in table 1.
Компонентный состав топливной смеси приведен в таблице 2.The composition of the fuel mixture is shown in table 2.
При горении данной композиции твердого горючего материала в потоке кислорода для обеспечения полного сгорания (при коэффициенте избытка окислителя, равном единице) удельный расход окислителя, подаваемого в канал заряда, составляет α=2.94 кг/кг (для полного сгорания 1 кг ТГМ необходимо 2.94 кг кислорода).When burning this composition of solid combustible material in an oxygen stream to ensure complete combustion (with an excess coefficient of oxidizer equal to unity), the specific consumption of the oxidizer supplied to the charge channel is α = 2.94 kg / kg (for complete combustion of 1 kg of TGM, 2.94 kg of oxygen )
Рассмотрим горение рассматриваемой композиции ТГМ при введении в нее твердого окислителя, в качестве которого используется перхлорат аммония, перхлорат калия или перхлорат нитрония.Consider the combustion of the THM composition under consideration when a solid oxidizing agent is introduced into it, which uses ammonium perchlorate, potassium perchlorate, or nitronium perchlorate.
1. Окислитель - перхлорат аммония (ПХА) - NH4ClO4.1. The oxidizing agent is ammonium perchlorate (PHA) - NH 4 ClO 4 .
Эквивалентные формулы отдельных компонентов и топливной композиции в целом приведены в таблице 3.Equivalent formulas of the individual components and the fuel composition as a whole are shown in table 3.
Компонентный состав ТГМ на основе ПХА приведен в таблице 4.The composition of TGM based on PHA is shown in table 4.
Для полного сгорания 1 кг ТГМ необходимо 8.61 кг ПХА (β=8.61 кг/кг).For the complete combustion of 1 kg of TGM, 8.61 kg of PHA is necessary (β = 8.61 kg / kg).
2. Окислитель - перхлорат калия (ПХК) - КСlO4.2. The oxidizing agent is potassium perchlorate (PCC) - KClO 4 .
Эквивалентные формулы отдельных компонентов и топливной композиции в целом приведены в таблице 5.Equivalent formulas of the individual components and the fuel composition as a whole are shown in table 5.
Компонентный состав ТГМ на основе ПХК приведен в таблице 6.The composition of TGM based on PCC is shown in table 6.
Для полного сгорания 1 кг ТГМ необходимо 6.35 кг ПХК (β=6.35 кг/кг).For complete combustion of 1 kg of TGM, 6.35 kg of PCC is necessary (β = 6.35 kg / kg).
3. Окислитель - перхлорат нитрония (ПХН) - NO2ClO4.3. The oxidizing agent is nitronium perchlorate (PCN) - NO 2 ClO 4 .
Эквивалентные формулы отдельных компонентов и топливной композиции в целом приведены в таблице 7.Equivalent formulas of the individual components and the fuel composition as a whole are shown in table 7.
Компонентный состав ТГМ на основе ПХК приведен в таблице 8.The composition of TGM based on PCC is given in table 8.
Для полного сгорания 1 кг ТГМ необходимо 1.28 кг ПХН (β=1.28 кг/кг).For complete combustion of 1 kg of TGM, 1.28 kg of PCN is necessary (β = 1.28 kg / kg).
На Фиг. 2 приведена зависимость плотности потока окислителя от длины канала y(x) для ГРД с приведенными выше значениями параметров, рассчитанная по уравнению (17).In FIG. Figure 2 shows the dependence of the oxidizer flux density on the channel length y (x) for a gas-turbine engine with the above parameter values calculated according to equation (17).
Из приведенного графика следует, что величина y(x) монотонно уменьшается по длине канала за счет расходования окислителя в процессе горения заряда ТГМ от начального значения 313.3 кг·с-1·м-2 (на входе в канал) до 31.2 кг·с-1·м-2 (на выходе из канала).It follows from the graph that the value of y (x) monotonically decreases along the length of the channel due to the consumption of the oxidizer during the combustion of the TGM charge from the initial value of 313.3 kg · s -1 · m -2 (at the entrance to the channel) to 31.2 kg · s - 1 · m -2 (at the exit from the channel).
На Фиг. 3 приведена зависимость линейной скорости горения ТГМ от длины канала u(x), рассчитанная по уравнению (18). Из приведенного графика следует, что за счет снижения плотности потока окислителя по длине канала y(x) скорость горения также монотонно снижается от 0.54 мм/с до 0.12 мм/с. Это приводит к неравномерному выгоранию заряда ТГМ по его длине и снижению энерготяговых характеристик двигателя.In FIG. Figure 3 shows the dependence of the linear burning velocity of the TGM on the channel length u (x) calculated according to equation (18). It follows from the graph that, due to a decrease in the oxidizer flux density along the channel length y (x), the burning rate also monotonically decreases from 0.54 mm / s to 0.12 mm / s. This leads to an uneven burnup of the TGM charge along its length and a decrease in the energy traction characteristics of the engine.
Для обеспечения равномерного горения твердотопливного заряда по всей длине в его состав вводят твердый окислитель - ПХА, ПХК или ПХН. Распределение массовой доли окислительного компонента по длине заряда, рассчитанное по уравнению (19), приведено на Фиг. 4 для перхлората аммония (кривая 1), перхлората калия (кривая 2) и перхлората нитрония (кривая 3).To ensure uniform combustion of the solid fuel charge along the entire length, a solid oxidizing agent is introduced into its composition - PHA, PCC or PCN. The distribution of the mass fraction of the oxidizing component along the length of the charge, calculated according to equation (19), is shown in FIG. 4 for ammonium perchlorate (curve 1), potassium perchlorate (curve 2) and nitronium perchlorate (curve 3).
Из приведенных графиков следует, что содержание окислительного компонента в составе твердотопливного заряда должно монотонно увеличиваться от нуля (в головном сечении заряда) до максимального значения (z=0.465 - для ПХА, z=0.390 - для ПХК, z=0.114 - для ПХН). При таком распределении компонентов горение заряда вдоль оси канала происходит равномерно, что обеспечивает высокую полноту сгорания.It follows from the graphs that the content of the oxidizing component in the solid fuel charge should monotonically increase from zero (in the head section of the charge) to the maximum value (z = 0.465 for PCA, z = 0.390 for PCC, z = 0.114 for PCN). With this distribution of components, the combustion of the charge along the axis of the channel occurs uniformly, which ensures high completeness of combustion.
Таким образом, заявляемый гибридный ракетный двигатель обеспечивает достижение технического результата изобретения - равномерность и высокую полноту сгорания твердотопливного заряда, и, соответственно, высокие значения удельной тяги двигателя.Thus, the inventive hybrid rocket engine ensures the achievement of the technical result of the invention — uniformity and high completeness of combustion of the solid fuel charge, and, accordingly, high values of specific thrust of the engine.
ЛИТЕРАТУРАLITERATURE
1. Головков Л.Г. Гибридные ракетные двигатели. М.: Воениздат, 1976. - 168 с. 1. Golovkov L.G. Hybrid rocket engines. M .: Military Publishing House, 1976 .-- 168 p.
2. Патент РФ №2359145, МПК F02K 9/72. Гибридный ракетный двигатель / Губертов A.M., Миронов В.В., Голлендер Р.Г., Давыденко Н.А., Волков Н.Н., Цацуев С.М.; опубл. 20.06.2009 г.2. RF patent No. 2359145, IPC F02K 9/72. Hybrid rocket engine / Hubert A.M., Mironov V.V., Gollender R.G., Davydenko N.A., Volkov N.N., Tsatsuev S.M .; publ. 06/20/2009
3. Патент РФ №2070652, МПК F02K 9/08. Гибридный ракетный двигатель / Виноградов В.Н., Стаценко А.Г., Лобанов Ю.Г., Михейчик А.Л., Нятин А.Г.; опубл. 20.12.1996 г.3. RF patent No. 2070652, IPC F02K 9/08. Hybrid rocket engine / Vinogradov V.N., Statsenko A.G., Lobanov Yu.G., Mikheychik A.L., Nyatin A.G .; publ. 12/20/1996
4. Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1987. - 328 с. 4. Fakhrutdinov I.Kh., Kotelnikov A.V. Design and engineering of solid propellant rocket engines. M .: Engineering, 1987 .-- 328 p.
5. Chiaverini V.J., Kuo К.К. Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion. Volume 218 of AIAA Progress in Astronautics and Aeronautics. - AIAA, USA, 2007. - 648 p.5. Chiaverini V.J., Kuo K.K. Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion. Volume 218 of AIAA Progress in Astronautics and Aeronautics. - AIAA, USA, 2007 .-- 648 p.
6. Губертов A.M., Миронов B.B., Голлендер Р.Г. и др. Процессы в гибридных ракетных двигателях. М.: Наука, 2008. - 405 с.6. Hubert A.M., Mironov B.B., Gollender R.G. and other processes in hybrid rocket engines. M .: Nauka, 2008 .-- 405 p.
7. Соркин Р.Е. Газотермодинамика ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Наука, 1967. - 368 с.7. Sorkin R.E. Gas thermodynamics of solid propellant rocket engines. M .: Nauka, 1967 .-- 368 p.
Claims (1)
где х - длина заряда, м;
α - удельный расход окислителя, подаваемого в канал заряда, необходимый для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда, кг/кг;
β - удельный расход окислителя, входящего в состав заряда, необходимый для полного сгорания горючих компонентов твердотопливного заряда, кг/кг;
П - периметр поперечного сечения сквозного канала в заряде, м;
ω0 - массовая скорость горения твердотопливного заряда во входном сечении канала (х=0), кг/(с·м2);
G0 - массовый секундный расход окислителя, подаваемого на входе в канал заряда, кг/с;
ν - эмпирическая константа в законе скорости горения твердотопливного заряда в потоке окислителя
ω=ρma(ρw)ν,
где ρm - плотность твердого топлива, кг/м3;
a - эмпирическая константа в законе скорости горения, м/с;
ρ - плотность окислителя, подаваемого в канал заряда, кг/м3;
w - скорость окислителя, подаваемого в канал заряда, м/с. A hybrid rocket engine containing a combustion chamber with a solid fuel charge placed in it, along the axis of which a through channel is made, in the head of which there is a nozzle, an oxidizer supply line to the nozzle and a nozzle block, characterized in that the solid fuel charge contains combustible and oxidizing components moreover, the mass fraction of the oxidizing component is increased along the length of the charge in the direction of the nozzle block in accordance with the equation
where x is the length of the charge, m;
α is the specific consumption of the oxidizing agent supplied to the charge channel, necessary for complete combustion of the combustible components of the solid fuel charge, kg / kg;
β is the specific consumption of the oxidizing agent, which is part of the charge necessary for the complete combustion of the combustible components of the solid fuel charge, kg / kg;
P is the perimeter of the cross section of the through channel in the charge, m;
ω 0 - mass burning rate of a solid fuel charge in the input section of the channel (x = 0), kg / (s · m 2 );
G 0 - mass second flow rate of the oxidizing agent supplied at the entrance to the charge channel, kg / s;
ν is the empirical constant in the law of the burning rate of a solid fuel charge in an oxidizer stream
ω = ρ m a (ρw) ν ,
where ρ m is the density of solid fuel, kg / m 3 ;
a is the empirical constant in the law of the burning rate, m / s;
ρ is the density of the oxidizing agent supplied to the charge channel, kg / m 3 ;
w is the velocity of the oxidizing agent supplied to the charge channel, m / s.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014149746/06A RU2569960C1 (en) | 2014-12-09 | 2014-12-09 | Hybrid rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014149746/06A RU2569960C1 (en) | 2014-12-09 | 2014-12-09 | Hybrid rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2569960C1 true RU2569960C1 (en) | 2015-12-10 |
Family
ID=54846356
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014149746/06A RU2569960C1 (en) | 2014-12-09 | 2014-12-09 | Hybrid rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2569960C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3143446A (en) * | 1959-11-27 | 1964-08-04 | Gen Electric | Propellant charge containing fluid encapsulations |
| RU2070652C1 (en) * | 1993-04-16 | 1996-12-20 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Hybrid-propellant rocket engine |
| RU2274761C2 (en) * | 2004-02-24 | 2006-04-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Российский государственный технический университет" (Новочеркасский политехнический институт") | Method to control ratio of propellant components in hybrid propellant rocket engine |
| RU2338083C1 (en) * | 2007-03-06 | 2008-11-10 | Николай Николаевич Иванов | Hybrid rocket engine |
| RU2445491C2 (en) * | 2006-11-10 | 2012-03-20 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Rocket power plant with non-sensitive arming and multiple operating modes, and its operating method |
| RU2511986C2 (en) * | 2012-07-02 | 2014-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (национальный исследовательский университет) (ФГБОУ ВПО "ЮУрГУ" (НИУ)) | Hybrid rocket engine |
-
2014
- 2014-12-09 RU RU2014149746/06A patent/RU2569960C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3143446A (en) * | 1959-11-27 | 1964-08-04 | Gen Electric | Propellant charge containing fluid encapsulations |
| RU2070652C1 (en) * | 1993-04-16 | 1996-12-20 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Hybrid-propellant rocket engine |
| RU2274761C2 (en) * | 2004-02-24 | 2006-04-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Российский государственный технический университет" (Новочеркасский политехнический институт") | Method to control ratio of propellant components in hybrid propellant rocket engine |
| RU2445491C2 (en) * | 2006-11-10 | 2012-03-20 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Rocket power plant with non-sensitive arming and multiple operating modes, and its operating method |
| RU2338083C1 (en) * | 2007-03-06 | 2008-11-10 | Николай Николаевич Иванов | Hybrid rocket engine |
| RU2511986C2 (en) * | 2012-07-02 | 2014-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (национальный исследовательский университет) (ФГБОУ ВПО "ЮУрГУ" (НИУ)) | Hybrid rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8539752B2 (en) | Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow | |
| US8544280B2 (en) | Continuous detonation wave engine with quenching structure | |
| US8776526B2 (en) | Motor with solid fuel installed within combustion chamber and vortex generator installed on inner wall of combustion chamber | |
| US6679049B2 (en) | Hybrid rocket motor having a precombustion chamber | |
| US3535881A (en) | Combination rocket and ram jet engine | |
| GB1051972A (en) | ||
| RU2439358C2 (en) | Air ramjet engine operating on powder metal fluid | |
| RU2454607C1 (en) | Method for stabilisation of fuel combustion process in combustion chamber, and combustion chamber of straight-jet engine of aircraft | |
| US5010728A (en) | Solid fuel turbine engine | |
| Komornik et al. | Study of a hybrid gas generator for a ducted rocket | |
| RU2569960C1 (en) | Hybrid rocket engine | |
| RU2545613C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| Knuth et al. | Experimental investigation of a vortex-driven high-regression rate hybrid rocket engine | |
| GB1211841A (en) | Fluid propulsion mechanisms for rockets | |
| US11060483B2 (en) | Hybrid rocket engine with improved solid fuel segment | |
| US3124933A (en) | Leroy stram | |
| WO2016039993A1 (en) | Liquid propellant rocket engine with afterburner combustor | |
| RU2359145C1 (en) | Hybrid rocket engine | |
| Sakurai et al. | A Fundamental study of a end-burning swirling-flow hybrid rocket engine using low melting temperature fuels | |
| RU2262000C2 (en) | Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion | |
| RU173530U1 (en) | Powerplant hypersonic aircraft | |
| RU2315193C1 (en) | Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution | |
| US20210190012A1 (en) | Propulsion device for liquid propellant rocket engine | |
| RU2274761C2 (en) | Method to control ratio of propellant components in hybrid propellant rocket engine | |
| Ivanchenko et al. | Deep regulation and reusable rocket propulsion using premixed slurry propellant |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20170316 |