RU2626189C1 - Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками - Google Patents
Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками Download PDFInfo
- Publication number
- RU2626189C1 RU2626189C1 RU2016138976A RU2016138976A RU2626189C1 RU 2626189 C1 RU2626189 C1 RU 2626189C1 RU 2016138976 A RU2016138976 A RU 2016138976A RU 2016138976 A RU2016138976 A RU 2016138976A RU 2626189 C1 RU2626189 C1 RU 2626189C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oxygen
- hydrogen
- engine
- combustion chamber
- centrifugal
- Prior art date
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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/52—Injectors
-
- 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
- Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ). Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, при этом в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода и надежности работы двигателя. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (O2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.
Особенно эффективны такие двигатели в составе двигательных установок космических аппаратов на основе электролиза воды и РДМТ на газообразных водороде и кислороде - продуктах электролиза воды.
Известен ракетный двигатель малой тяги (диссертация на соискание кандидата технических наук «Рабочие процессы в ракетном двигателе малой тяги на газообразных компонентах топлива - кислороде и метане» Чудиной Юлии Сергеевны, Московский авиационный институт. Москва, 2014, http://www.mai.ru/events/defence/index.php?ELEMENT_ID=49826, с. 51), в котором форкамера (иначе - предкамера) для воспламенения компонентов топлива образована уменьшенным проходным сечением центрального отверстия. Непосредственный подвод компонентов топлива в область свечи зажигания отсутствует, воспламенение топлива происходит при попадании компонентов из камеры сгорания в разрядную полость свечи.
Недостатком является и то, что в таком двигателе добиться высокой стабильности процесса воспламенения и высокой полноты сгорания топлива невозможно, учитывая предложенную организацию процесса воспламенения и малые объемы камеры сгорания (малые времена пребывания топлива в камере сгорания), так как компоненты топлива в газообразном состоянии за счет диффузии перемешиваются сравнительно медленно. Увеличение объема камеры сгорания нерационально из-за ухудшения динамических параметров двигателя, проблем обеспечения теплового состояния камеры и увеличения весовых параметров РДМТ.
Наиболее близким аналогом является двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции (Эппель М.А., Шеман Л., Беркман Д.К. Двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической станции. 1987, аннотация реферата. «Представлены результаты работ по созданию высокоэффективного двигателя малой тяги на газообразных водороде и кислороде. Проведено исследование воспламенения и охлаждения. Камера сгорания - рениевая. Способ подачи водорода и кислорода происходит с помощью шести осевых струй, направленных радиально к центральному электроду»).
Недостатком этого технического решения является неоптимальная по составу смесь водорода и кислорода, которую нужно воспламенять при работе двигателя, особенно в импульсном режиме и не эффективное перемешивание водорода и кислорода при горении.
Технической задачей настоящего изобретения является увеличение надежности работы двигателя и увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода.
Данная задача решается за счет того, что в камере сгорания ракетного двигателя малой тяги, состоящего из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, для эффективного смешения компонентов установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности смесительной головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя.
Поток водорода из центробежной форсунки расширяется в камере сгорания, и кислород из струйных форсунок пронизывает водород и активно взаимодействует с ним.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлен ракетный двигатель малой тяги. На чертеже изображены: свеча зажигания поверхностного разряда 1, разрядная полость 2 свечи зажигания, диафрагма 3, каналы 4, камера 5, в которую поступает водород, камера 6, в которую поступает закрученный кислород, каналы подачи 7 компонента в центробежную форсунку водорода 8, каналы подачи 9 компонента в струйную форсунку кислорода, головка камеры сгорания 10, каналы подачи горючего 11 для внутреннего охлаждения камеры сгорания и сопла, камера сгорания 12, докритическая часть сопла 13.
Работа двигателя осуществляется следующим образом. Смесительная головка имеет одну центробежную и шесть струйных форсунок. После включения электроклапанов водорода и кислорода (на чертеже не показаны) водород и кислород по каналам 4 и диафрагме 3 поступают в разрядную полость 2 свечи зажигания поверхностного разряда 1. В разрядной полости 2 водород и кислород воспламеняются и в виде факела продуктов сгорания поступают в камеру 5, в которую поступает закрученный водород, далее смесь продуктов сгорания и водорода поступает в камеру 6, в которую поступает закрученный кислород и в которой завершается процесс формирования факела топливной смеси водорода и кислорода. Затем в камере сгорания 12 воспламеняется и сгорает основная топливная смесь. Основная топливная смесь образуется путем смешения водорода из центробежной форсунки и кислорода, поступающего из струйных форсунок. Далее продукты сгорания из камеры сгорания движутся в докритической части сопла 13 и в закритической части сопла, истекают из сопла, создавая тягу двигателя. Во избежание прогара камеры сгорания и сопла применяется внутреннее охлаждение с помощью каналов подачи горючего 11.
Claims (1)
- Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, отличающийся тем, что для эффективного смешения компонентов в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016138976A RU2626189C1 (ru) | 2016-10-03 | 2016-10-03 | Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016138976A RU2626189C1 (ru) | 2016-10-03 | 2016-10-03 | Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2626189C1 true RU2626189C1 (ru) | 2017-07-24 |
Family
ID=59495820
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016138976A RU2626189C1 (ru) | 2016-10-03 | 2016-10-03 | Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2626189C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN116398899A (zh) * | 2023-03-09 | 2023-07-07 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种离心式空气氢气火炬点火器 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2667740A (en) * | 1950-06-06 | 1954-02-02 | Daniel And Florence Guggenheim | Means for supplying and cooling rocket type combustion chambers |
FR1298648A (fr) * | 1961-08-24 | 1962-07-13 | Bolkow Entwicklungen Kg | Chambre de combustion pour combustibles liquides |
RU2041375C1 (ru) * | 1990-02-28 | 1995-08-09 | Научно-исследовательский институт машиностроения | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2386846C2 (ru) * | 2007-11-14 | 2010-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Ракетный двигатель малой тяги |
RU2397355C2 (ru) * | 2008-01-21 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Способ организации рабочего процесса ракетного двигателя малой тяги |
-
2016
- 2016-10-03 RU RU2016138976A patent/RU2626189C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2667740A (en) * | 1950-06-06 | 1954-02-02 | Daniel And Florence Guggenheim | Means for supplying and cooling rocket type combustion chambers |
FR1298648A (fr) * | 1961-08-24 | 1962-07-13 | Bolkow Entwicklungen Kg | Chambre de combustion pour combustibles liquides |
RU2041375C1 (ru) * | 1990-02-28 | 1995-08-09 | Научно-исследовательский институт машиностроения | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2386846C2 (ru) * | 2007-11-14 | 2010-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Ракетный двигатель малой тяги |
RU2397355C2 (ru) * | 2008-01-21 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Способ организации рабочего процесса ракетного двигателя малой тяги |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN116398899A (zh) * | 2023-03-09 | 2023-07-07 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种离心式空气氢气火炬点火器 |
CN116398899B (zh) * | 2023-03-09 | 2024-04-26 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种离心式空气氢气火炬点火器 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
WO2016060581A1 (ru) | Устройство и способ организации рабочего процесса реактивного двигателя | |
RU2386846C2 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги | |
RU2626189C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками | |
RU2623610C1 (ru) | Водородно-кислородный ракетный двигатель малой тяги | |
RU2724069C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги на несамовоспламеняющихся жидком горючем и газообразном окислителе | |
RU2339840C2 (ru) | Способ зажигания топливной смеси в камере сгорания двигателя и устройство для его осуществления | |
RU2624419C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде со щелевой форсункой | |
RU2628143C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежными форсунками | |
RU2606202C2 (ru) | Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2641785C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с форсунками типа струя в сносящем потоке | |
RU2648040C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с предварительным смешением компонентов в смесительной головке | |
CN113309635B (zh) | 固液混合发动机多次启动点火器及方法 | |
US11486336B2 (en) | Propulsion device for liquid propellant rocket engine | |
RU2581308C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2568854C1 (ru) | Способ формирования тяги двигателя с центральным телом и двигатель для его реализации | |
RU2615883C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги (РДМТ) с многокаскадной камерой сгорания на газообразных водороде и кислороде | |
RU2485337C1 (ru) | Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2483224C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2562822C2 (ru) | Газотурбинный авиационный двигатель и способ его форсирования | |
RU2679949C1 (ru) | Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным воспламенением топлива и устройство для его осуществления | |
RU2488012C1 (ru) | Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя и соосно-струйная форсунка для реализации указанного способа | |
RU2770975C2 (ru) | Устройство лазерного воспламенения компонентов топлива в камере сгорания или газогенераторе жидкостного ракетного двигателя | |
Ryazanov et al. | Peculiarities of mixture formation and ignition of the fuel mixture in the metal sprayer chamber | |
CN109162854B (zh) | 一种双放电模式等离子体点火器的控制方法 | |
RU2581310C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181004 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20210713 |