RU2605496C2 - Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust - Google Patents

Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust Download PDF

Info

Publication number
RU2605496C2
RU2605496C2 RU2015111903/06A RU2015111903A RU2605496C2 RU 2605496 C2 RU2605496 C2 RU 2605496C2 RU 2015111903/06 A RU2015111903/06 A RU 2015111903/06A RU 2015111903 A RU2015111903 A RU 2015111903A RU 2605496 C2 RU2605496 C2 RU 2605496C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel components
fuel
channels
mixing
liquid
Prior art date
Application number
RU2015111903/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015111903A (en
Inventor
Юрий Захарович Андреев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш"
Priority to RU2015111903/06A priority Critical patent/RU2605496C2/en
Publication of RU2015111903A publication Critical patent/RU2015111903A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2605496C2 publication Critical patent/RU2605496C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: rocket technology.
SUBSTANCE: invention relates to rocketry, particularly, to mixing self-igniting fuel components in a combustion chamber of a liquid propellant engine of especially low thrust. Mixing head consists of a mixing chamber with constant cross-section area, with fuel components supply jet nozzles extending into the mixing chamber changing into an expanding to the output antechamber, oxidizer and fuel feed channels to the jet nozzles. According to the invention, the channels to feed oxidizer and fuel before the jet nozzles of fuel components supply intersect between each other. Length of the channels from the point of intersection of the channels to feed oxidizer and fuel till outlet from the mixing chamber does not exceed the length of joint travel of fuel components till the end of the liquid-phase induction period. Cross section of the fuel components supply nozzles is more than the one of the fuel components supply channels. Mixing chamber cross-section area makes 1.5-2.0 of the total area of cross sections of the fuel components supply nozzles.
EFFECT: proposed is a mixing head of a liquid-propellant engine of especially low thrust.
4 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги.The invention relates to rocket technology, specifically to the organization of the mixture formation of self-igniting fuel components in the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine of especially low thrust.

Известна форсуночная головка жидкостного ракетного двигателя малой тяги (см. патент РФ №2390647), состоящая из корпуса головки с каналами подвода окислителя и горючего и смесительного элемента с двумя струйными форсунками, направленными на стенки смесительного элемента, выполненного в виде глухого отверстия, имеющего выход в расширяющуюся форкамеру.Known nozzle head of a liquid propellant small thrust engine (see RF patent No. 2390647), consisting of a head housing with channels for supplying an oxidizer and a fuel and mixing element with two jet nozzles directed to the walls of the mixing element, made in the form of a blind hole having an outlet in expanding prechamber.

Основным недостатком приведенной схемы смесеобразования является неполное перемешивание компонентов топлива, приводящее к разделению жидкой и газообразной фаз компонентов топлива, неравномерности распределения компонентов топлива по сечению камеры сгорания и увеличению приведенной длины камеры сгорания. Кроме того, для двигателей особо малой тяги из-за малых скоростей истечения компонентов топлива, не будет происходить дробление струй на капли, что существенно снизит качество смесеобразования.The main disadvantage of the above mixture formation scheme is incomplete mixing of the fuel components, leading to separation of the liquid and gaseous phases of the fuel components, uneven distribution of the fuel components over the cross section of the combustion chamber and an increase in the reduced length of the combustion chamber. In addition, for engines of especially low thrust due to the low velocity of the expiration of the fuel components, there will be no crushing of the jets into droplets, which will significantly reduce the quality of mixture formation.

Известна схема смесеобразования, примененная в смесительной головке ЖРД особо малой тяги (~50 Н) (см. патент РФ №2463469).A known mixture formation scheme used in the mixing head of an especially low thrust LPRE (~ 50 N) (see RF patent No. 2463469).

Смесительная головка состоит из смесительной камеры со струйными форсунками окислителя и горючего, расширяющейся к выходу форкамеры, каналов подвода окислителя и горючего, причем смесительная камера имеет постоянную площадь поперечного сечения, равную 1,0-1,2 суммарной площади поперечного сечения форсунок окислителя и горючего, и длиной, равной длине совместного пробега струй до окончания периода жидкофазной индукции топлива. Струйные форсунки выполнены с пересекающимися осями под углом 45-65°. Смесительная камера имеет цилиндрическую форму и переходит в коническую форкамеру, расширяющуюся к выходу.The mixing head consists of a mixing chamber with jet nozzles of the oxidizing agent and fuel expanding towards the outlet of the prechamber, channels for supplying the oxidizing agent and fuel, the mixing chamber having a constant cross-sectional area equal to 1.0-1.2 of the total cross-sectional area of the oxidizing nozzles and fuel, and a length equal to the joint path length of the jets until the end of the liquid phase induction period of the fuel. Jet nozzles are made with intersecting axes at an angle of 45-65 °. The mixing chamber has a cylindrical shape and passes into a conical prechamber expanding towards the outlet.

Недостатком приведенной схемы смесеобразования применительно к ЖРД особо малой тяги является, как показали результаты проведенных исследований, невысокая полнота жидкофазного смешения компонентов топлива в смесительной камере из-за малых скоростей истечения из струйных форсунок, являющихся следствием малых расходов компонентов топлива, например, для двигателя тягой 0,5 H расход топлива не превышает 0,2 г/с.The disadvantage of the above mixture formation scheme as applied to an especially low thrust rocket engine is, as the results of our studies have shown, the low completeness of liquid-phase mixing of the fuel components in the mixing chamber due to the low outflow rates from the jet nozzles that are a consequence of the low consumption of fuel components, for example, for a thrust engine 0 , 5 H fuel consumption does not exceed 0.2 g / s.

При малых скоростях истечения струи окислителя и горючего не пронизывают друг друга, а, коснувшись, расходятся из-за явления сепарации, однако ограниченная площадь поперечного сечения смесительной камеры не позволяет развиться сепарации, но в результате все равно струи окислителя и горючего после столкновения продолжают движение в смесительной камере раздельно.At low outflow velocities, the oxidizer and fuel jets do not penetrate each other, but, touching, diverge due to the separation phenomenon, however, the limited cross-sectional area of the mixing chamber does not allow separation to develop, but as a result, the oxidizer and fuel jets continue to move after the collision mixing chamber separately.

Начавшаяся химическая реакция в точке столкновения струй приводит к появлению тонкого слоя газофазных продуктов, окруженного с одной стороны жидким окислителем, с другой стороны - жидким горючим, т.е. имеем неполное перемешивание топлива в жидкой фазе, приводящее к низкой полноте сгорания. Как показали результаты исследований, достичь высокой полноты перемешивания не удается даже при больших значениях приведенной длины камеры сгорания.The chemical reaction that has begun at the point of collision of the jets leads to the appearance of a thin layer of gas-phase products surrounded on one side by a liquid oxidizing agent and, on the other hand, by liquid fuel, i.e. we have incomplete mixing of the fuel in the liquid phase, leading to a low completeness of combustion. As the research results showed, it is not possible to achieve high completeness of mixing even with large values of the reduced length of the combustion chamber.

Целью изобретения является получение высоких энергетических и динамических характеристик ЖРД особо малой тяги при удовлетворительном тепловом состоянии.The aim of the invention is to obtain high energy and dynamic characteristics of an especially low thrust rocket engine with a satisfactory thermal state.

Указанная цель достигается тем, что в смесительной головке, состоящей из смесительной камеры с постоянной площадью поперечного сечения со струйными форсунками подачи компонентов топлива, расширяющейся к выходу форкамеры, каналов подвода окислителя и горючего, согласно изобретению каналы подвода окислителя и горючего перед струйными форсунками подачи компонентов топлива пересекаются между собой. Длина каналов от точки пересечения каналов подвода окислителя и горючего до выхода из смесительной камеры не превышает длины совместного пробега компонентов топлива до окончания периода жидкофазной индукции топлива.This goal is achieved by the fact that in the mixing head, consisting of a mixing chamber with a constant cross-sectional area with jet nozzles for supplying fuel components, expanding to the outlet of the prechamber, oxidizer and fuel supply channels, according to the invention, oxidant and fuel supply channels in front of the jet nozzles for supplying fuel components intersect with each other. The length of the channels from the point of intersection of the oxidant and fuel supply channels to the exit of the mixing chamber does not exceed the combined path length of the fuel components until the end of the liquid-phase induction period of the fuel.

Поперечные сечения форсунок подачи компонентов топлива больше поперечных сечений каналов подвода компонентов топлива. Площадь поперечного сечения смесительной камеры составляет 1,5-2,0 суммарной площади поперечных сечений форсунок подачи окислителя и горючего.The cross sections of the nozzles for supplying fuel components are larger than the cross sections of the channels for supplying fuel components. The cross-sectional area of the mixing chamber is 1.5-2.0 of the total cross-sectional area of the oxidizer and fuel supply nozzles.

Предлагаемое решение поясняется чертежом. На приведенной фигуре показан продольный разрез головки. Смесительная головка состоит из корпуса 1, подводящих каналов окислителя 2, подводящих каналов горючего 3, струйных форсунок подачи компонентов топлива 4, смесительной камеры 5, форкамеры 6, заглушек 7. Позицией 8 обозначена зона пересечения каналов окислителя и горючего, а позициями 9 и 10 - зоны поворота потока компонентов топлива и перехода в форсунки компонентов топлива 4.The proposed solution is illustrated in the drawing. The figure shows a longitudinal section of the head. The mixing head consists of a housing 1, inlet channels of the oxidizer 2, inlet channels of fuel 3, jet nozzles for supplying fuel components 4, a mixing chamber 5, chamber 6, plugs 7. Position 8 denotes the zone of intersection of the channels of the oxidizer and fuel, and positions 9 and 10 - zones of rotation of the flow of fuel components and transition to the nozzles of the fuel components 4.

Предлагаемая смесительная головка работает следующим образом. Окислитель, пройдя через каналы подвода 2 до точки 8, сталкивается с горючим, поступающим по каналам 3, вступая в химическую реакцию с ним; при этом в промежутке между точками 8-9 и 8-10 образуются жидкофазные промежуточные продукты, из которых начинают выделяться газофазные промежуточные продукты. В точках 9, 10 после соударения с препятствием (заглушками 7) компоненты топлива меняют направление движения при входе в струйные форсунки подачи компонентов топлива 4. Соударение с препятствием способствует перемешиванию жидкофазных промежуточных продуктов и увеличению интенсивности выделения из них газофазных промежуточных продуктов, которое продолжается в струйных форсунках 4. Струйные форсунки 4 выполняются с увеличенными проходными сечениями для предотвращения запирания их выделяющимися газофазными промежуточными продуктами.The proposed mixing head operates as follows. The oxidizing agent, passing through the supply channels 2 to point 8, collides with the fuel entering through the channels 3, entering into a chemical reaction with it; while in the interval between points 8-9 and 8-10 liquid-phase intermediate products are formed, from which gas-phase intermediate products begin to stand out. At points 9, 10, after collision with an obstacle (plugs 7), the fuel components change the direction of movement at the entrance to the jet nozzles for supplying fuel components 4. Impact with an obstacle helps to mix the liquid-phase intermediates and increase the rate of release of gas-phase intermediates from them, which continues in the jet nozzles 4. Inkjet nozzles 4 are made with enlarged flow sections to prevent their release by gas-phase intermediates.

Из форсунок 4 предварительно подготовленная смесь из жидкофазных и газофазных промежуточных продуктов поступает в смесительную камеру 5, где происходит еще одно столкновение и перемешивание их и истечение в форкамеру 6. На выходе из смесительной камеры заканчивается период жидкофазной индукции топливной смеси, подготовленной к воспламенению и последующему сгоранию. Для исключения эффекта запирания в From nozzles 4, a pre-prepared mixture of liquid-phase and gas-phase intermediates enters the mixing chamber 5, where another collision occurs and their mixing and expiration into the pre-chamber 6. At the outlet of the mixing chamber, the period of liquid-phase induction of the fuel mixture prepared for ignition and subsequent combustion ends . To eliminate the effect of locking in

смесительной камере ее сечение должно быть в 1,5-2,0 раза больше суммарного сечения форсунок компонентов топлива.section of the mixing chamber should be 1.5-2.0 times larger than the total section of the nozzles of the fuel components.

В заключение можно отметить, что однократное столкновение окислителя и горючего в жидкой фазе и двукратное столкновение компонентов топлива в виде жидкофазных и газофазных промежуточных продуктов обеспечивает практически полное завершение подготовительных процессов, получение высокой полноты сгорания топлива и, как следствие, - получение высоких энергетических и динамических характеристик и уменьшение приведенной длины камеры сгорания.In conclusion, it can be noted that a single collision of the oxidizer and fuel in the liquid phase and a double collision of the fuel components in the form of liquid-phase and gas-phase intermediates ensures the almost complete completion of the preparatory processes, obtaining a high completeness of fuel combustion and, as a result, obtaining high energy and dynamic characteristics and reducing the reduced length of the combustion chamber.

Claims (4)

1. Смесительная головка, состоящая из смесительной камеры с постоянной площадью поперечного сечения, со струйными форсунками подачи компонентов топлива, расширяющейся к выходу форкамеры, каналов подвода окислителя и горючего, отличающаяся тем, что каналы подвода окислителя и горючего перед струйными форсунками подачи компонентов топлива пересекаются между собой.1. The mixing head, consisting of a mixing chamber with a constant cross-sectional area, with jet nozzles for supplying fuel components, expanding to the outlet of the prechamber, oxidizer and fuel supply channels, characterized in that the oxidant and fuel supply channels in front of the jet nozzles for supplying fuel components intersect between by myself. 2. Смесительная головка по п. 1 отличающаяся тем, что длина каналов от точки пересечения каналов подвода окислителя и горючего до выхода из смесительной камеры не превышает длины совместного пробега компонентов топлива до окончания периода жидкофазной индукции.2. The mixing head according to claim 1, characterized in that the length of the channels from the point of intersection of the oxidizer and fuel supply channels to the exit of the mixing chamber does not exceed the combined path length of the fuel components until the end of the liquid phase induction period. 3. Смесительная головка по пп. 1 или 2, отличающаяся тем, что поперечное сечение форсунок подачи компонентов топлива больше поперечного сечения каналов подвода компонентов топлива.3. The mixing head according to paragraphs. 1 or 2, characterized in that the cross-section of the nozzles for supplying fuel components is greater than the cross-section of the channels for supplying fuel components. 4. Смесительная головка по пп. 1, или 2, или 3, отличающаяся тем, что площадь поперечного сечения смесительной камеры составляет 1,5-2,0 суммарной площади поперечных сечений форсунок подачи компонентов топлива. 4. The mixing head according to paragraphs. 1, or 2, or 3, characterized in that the cross-sectional area of the mixing chamber is 1.5-2.0 of the total cross-sectional area of the nozzles for supplying fuel components.
RU2015111903/06A 2015-04-01 2015-04-01 Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust RU2605496C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015111903/06A RU2605496C2 (en) 2015-04-01 2015-04-01 Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015111903/06A RU2605496C2 (en) 2015-04-01 2015-04-01 Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015111903A RU2015111903A (en) 2016-10-20
RU2605496C2 true RU2605496C2 (en) 2016-12-20

Family

ID=57138314

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015111903/06A RU2605496C2 (en) 2015-04-01 2015-04-01 Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2605496C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2766957C2 (en) * 2020-03-23 2022-03-16 Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") Method for organizing workflow in chamber of low-thrust liquid rocket engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3240010A (en) * 1961-02-02 1966-03-15 William Doonan Rotary detonation power plant
RU2232916C2 (en) * 2001-08-27 2004-07-20 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П.Глушко" Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions)
RU2318130C2 (en) * 2005-06-14 2008-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine
RU2463469C2 (en) * 2009-10-14 2012-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") Mixing head

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3240010A (en) * 1961-02-02 1966-03-15 William Doonan Rotary detonation power plant
RU2232916C2 (en) * 2001-08-27 2004-07-20 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П.Глушко" Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions)
RU2318130C2 (en) * 2005-06-14 2008-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine
RU2463469C2 (en) * 2009-10-14 2012-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") Mixing head

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ГЫ 5456065 A, 10.10.1995. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2766957C2 (en) * 2020-03-23 2022-03-16 Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") Method for organizing workflow in chamber of low-thrust liquid rocket engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015111903A (en) 2016-10-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2319853C2 (en) Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine
RU2572261C2 (en) Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber
WO2016060581A1 (en) Device and method for organizing the operating process of a jet engine
RU2605496C2 (en) Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust
JP4172270B2 (en) Coaxial jet injection device
RU2463469C2 (en) Mixing head
RU2577908C1 (en) Low-thrust liquid-propellant engine
RU2581756C2 (en) Low-thrust liquid-propellant engine chamber
RU2607918C1 (en) Coaxial spray nozzle
RU2602028C2 (en) Mixing head of low-thrust liquid-propellant rocket engine
RU2192555C2 (en) Chamber of liquid propellant thruster
RU2716778C2 (en) Low-thrust liquid-propellant engine combustion chamber
RU2315193C1 (en) Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution
RU2482320C1 (en) Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber
RU2481495C1 (en) Coaxial spray injector
RU2592948C2 (en) Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine
RU2720657C2 (en) Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine
RU2483223C1 (en) Method of feeding fuel components into liquid-propellant rocket engine chamber
RU2390647C2 (en) Low-thrust fluid-propellant rocket engine mixing head
RU2685166C2 (en) Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine
RU2482317C1 (en) Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber
RU2558489C2 (en) Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine
RU2497011C1 (en) Coaxial spray atomiser
RU2479740C1 (en) Liquid-propellant rocket engine combustion chamber
RU165045U1 (en) JET TWO COMPONENT NOZZLE FOR ROCKET ENGINES