RU2628143C1 - Thruster at gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal nozzles - Google Patents

Thruster at gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal nozzles Download PDF

Info

Publication number
RU2628143C1
RU2628143C1 RU2016138943A RU2016138943A RU2628143C1 RU 2628143 C1 RU2628143 C1 RU 2628143C1 RU 2016138943 A RU2016138943 A RU 2016138943A RU 2016138943 A RU2016138943 A RU 2016138943A RU 2628143 C1 RU2628143 C1 RU 2628143C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
oxygen
fuel
combustion chamber
hydrogen
nozzle
Prior art date
Application number
RU2016138943A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виталий Николаевич Градов
Владимир Васильевич Рыжков
Original Assignee
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева"
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 автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" filed Critical федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева"
Priority to RU2016138943A priority Critical patent/RU2628143C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2628143C1 publication Critical patent/RU2628143C1/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
    • F02K9/44—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

  • Electrolytic Production Of Non-Metals, Compounds, Apparatuses Therefor (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to thrusters operating at gaseous hydrogen (H2) and oxygen (O2) as the actuators of control systems for rocket and space equipment. The mixing head has two centrifugal nozzles for supplying fuel and oxidant to the combustion chamber and fuel channels for cooling the wall of the combustion chamber and the nozzle. In order to supply fuel to the combustion chamber, a centrifugal nozzle with a large angle of the flow velocity vector and a coaxial centrifugal oxidant nozzle with a smaller velocity vector angle than the fuel are installed.
EFFECT: increased combustion completeness of gaseous hydrogen and oxygen in the engine.
1 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Смесительная головка имеет две центробежные форсунки и периферийные каналы для охлаждения стенки камеры сгорания и сопла.The invention relates to the field of small thrust rocket engines (RDMT) operating on gaseous hydrogen (H 2 ) and oxygen (O 2 ) as the executive bodies of the control systems of space rocket technology. The mixing head has two centrifugal nozzles and peripheral channels for cooling the walls of the combustion chamber and nozzle.

Особенно эффективны такие двигатели в составе двигательных установок космических аппаратов на основе электролиза воды и РДМТ на газообразных водороде и кислороде - продуктах электролиза воды.Such engines are especially effective as part of the propulsion systems of spacecraft based on water electrolysis and RDMT on gaseous hydrogen and oxygen - water electrolysis products.

Известен ракетный двигатель малой тяги (диссертация на соискание кандидата технических наук «Рабочие процессы в ракетном двигателе малой тяги на газообразных компонентах топлива кислород и метан» Чудиной Юлии Сергеевны, Московский авиационный институт. Москва, 2014, http://www.mai.ru/events/defence/index.php?ELEMENT_ID=49826, стр. 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.Known small thrust rocket engine (thesis for the candidate of technical sciences "Workflows in a small thrust rocket engine on gaseous components of oxygen and methane fuel" Chudina Julia Sergeevna, Moscow Aviation Institute. Moscow, 2014, http://www.mai.ru/ events / defense / index.php? ELEMENT_ID = 49826, p. 51), in which the prechamber (otherwise, the prechamber) for ignition of the fuel components is formed by a reduced passage section of the central hole. There is no direct supply of fuel components to the spark plug area, fuel ignition occurs when components from the combustion chamber enter the spark plug cavity.

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.The disadvantage is that in such an engine it is impossible to achieve high stability of the ignition process and high completeness of fuel combustion, given the proposed organization of the ignition process and small volumes of the combustion chamber (short residence times of the fuel in the combustion chamber), since the fuel components are in a gaseous state due to diffusions mix relatively slowly. The increase in the volume of the combustion chamber is irrational due to the deterioration of the dynamic parameters of the engine, the problems of ensuring the thermal state of the chamber and the increase in the weight parameters of the RDMT.

Наиболее близким аналогом является двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космический станции (Эппель М.А., Шёман 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»).The closest analogue is a hydrogen and oxygen engine for auxiliary installations of a space station (Eppel MA, Sheman L., Berkman D.K. “An engine on hydrogen and oxygen gases for auxiliary installations of a space station.” 1987, abstract of abstract. "The results of work on the creation of a highly efficient small-thrust engine on gaseous hydrogen and oxygen are presented. Ignition and cooling are studied. The combustion chamber is rhenium. The method of supplying hydrogen and oxygen occurs using six axial jets directed radially to the center electrode ").

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.The disadvantage of this technical solution is a mixture of hydrogen and oxygen that is not optimal in composition, which must be ignited during engine operation, especially in a pulsed mode, and not effective mixing of hydrogen and oxygen during combustion.

Технической задачей изобретения является увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода в двигателе.An object of the invention is to increase the completeness of combustion of gaseous hydrogen and oxygen in the engine.

Задача решается за счет того, что в камеру сгорания ракетного двигателя малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящего из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутренним охлаждением камеры сгорания, для подачи горючего установлены центробежная форсунка с большим углом вектора скорости потока и соосная с ней центробежная форсунка окислителя с меньшим, чем у горючего, углом вектора скорости потока.The problem is solved due to the fact that a centrifugal nozzle with a large nozzle is installed in the combustion chamber of the thruster on a gaseous hydrogen and oxygen, consisting of an engine head, a fuel spark plug, a system for supplying fuel components to the combustion chamber and internal cooling of the combustion chamber the angle of the flow velocity vector and the centrifugal oxidizer nozzle coaxial with it with a smaller than the fuel angle of the flow velocity vector.

Кроме того, форсунки могут быть установлены с закруткой водорода и кислорода в одном или в противоположных направлениях.In addition, nozzles can be installed with a swirl of hydrogen and oxygen in one or in opposite directions.

Кроме того, срезы форсунок горючего и окислителя могут быть установлены на одном уровне.In addition, sections of fuel and oxidizer nozzles can be installed at the same level.

Расположение в смесительной головке двух соосных центробежных форсунок с разными углами конусов векторов скоростей потоков способствует смешению газообразных водорода и кислорода и увеличению полноты сгорания топлива. The location in the mixing head of two coaxial centrifugal nozzles with different angles of the cones of the flow velocity vectors helps to mix gaseous hydrogen and oxygen and increase the completeness of fuel combustion.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где схематично представлен ракетный двигатель малой тяги. На чертеже изображены:The invention is illustrated in the drawing, which schematically shows a small thrust rocket engine. The drawing shows:

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, центробежная форсунка кислорода 7, центробежная форсунка водорода 8, каналы подачи водорода для внутреннего охлаждения камеры сгорания 9, вектор скорости потока водорода 10, вектор скорости потока кислорода 11, камера сгорания 12, докритическая часть сопла 13.spark plug surface discharge 1, discharge cavity 2 spark plugs, diaphragm 3, channels 4, chamber 5 into which hydrogen enters, chamber 6 into which swirling oxygen enters, centrifugal oxygen nozzle 7, centrifugal hydrogen nozzle 8, hydrogen supply channels for internal cooling the combustion chamber 9, the hydrogen flow velocity vector 10, the oxygen flow velocity vector 11, the combustion chamber 12, the subcritical part of the nozzle 13.

Работа двигателя осуществляется следующим образом.The engine is as follows.

После включения электроклапанов водорода и кислорода (на чертеже не показаны) водород и кислород по каналам 4 поступают в разрядную полость 2 свечи зажигания поверхностного разряда 1. В разрядной полости 2 водород и кислород воспламеняются и в виде факела продуктов сгорания через диафрагму 3 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.After the electro-valves of hydrogen and oxygen (not shown) are turned on, hydrogen and oxygen pass through channels 4 to the discharge cavity 2 of the spark plug of surface discharge 1. In the discharge cavity 2, hydrogen and oxygen ignite and, in the form of a torch, the combustion products enter the chamber 5 through the diaphragm 3 into which the swirling hydrogen enters, then the mixture of combustion products and hydrogen enters the chamber 6, into which the swirling oxygen enters and in which the process of forming the flame of the fuel mixture of hydrogen and acid ends ode. Then, in the combustion chamber 12, the main fuel mixture ignites and burns.

При этом основная топливная смесь готовится следующим образом. Из смесительной головки, состоящей из центробежных форсунок водорода 7 и окислителя 8 в камеру сгорания 12 поступают водород и кислород, векторы скорости которых 10 и 11 образуют два пересекающихся потока с меньшим углом у водорода и с большим углом у кислорода. Пересечение этих потоков способствует активному перемешиванию водорода и кислорода, которые под воздействием факела из камеры 6 воспламеняются и сгорают. Далее продукты сгорания движутся в докритической части сопла 13, сверхкритической части сопла и истекают из сопла, создавая тягу двигателя. Для предотвращения прогара стенки камеры сгорания и сопла применяется внутреннее охлаждение водородом с помощью каналов 9.In this case, the main fuel mixture is prepared as follows. From the mixing head, consisting of centrifugal nozzles of hydrogen 7 and an oxidizing agent 8, hydrogen and oxygen enter the combustion chamber 12, the velocity vectors of which 10 and 11 form two intersecting flows with a smaller angle for hydrogen and a large angle for oxygen. The intersection of these flows contributes to the active mixing of hydrogen and oxygen, which, under the influence of a torch from the chamber 6, ignite and burn. Further, the combustion products move in the subcritical part of the nozzle 13, the supercritical part of the nozzle and expire from the nozzle, creating engine thrust. To prevent burnout of the wall of the combustion chamber and the nozzle, internal cooling with hydrogen using channels 9 is used.

Claims (3)

1. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутренним охлаждением камеры сгорания, отличающийся тем, что для подачи горючего в камеру сгорания установлена центробежная форсунка с большим углом вектора скорости потока и соосная с ней центробежная форсунка окислителя с меньшим, чем у горючего, углом вектора скорости.1. Rocket engine of small thrust on gaseous hydrogen and oxygen, consisting of an engine head, a spark plug, a system for supplying fuel components to the combustion chamber and internal cooling of the combustion chamber, characterized in that a centrifugal nozzle with a large angle is installed to supply fuel to the combustion chamber of the flow velocity vector and the centrifugal nozzle of the oxidizer coaxial with it with a smaller angle of the velocity vector than that of the fuel. 2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что форсунки установлены с закруткой водорода и кислорода в одном или в противоположных направлениях.2. The rocket engine according to claim 1, characterized in that the nozzles are installed with a swirl of hydrogen and oxygen in one or in opposite directions. 3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что срезы форсунок горючего и окислителя установлены на одном уровне.3. The rocket engine according to claim 1, characterized in that the sections of the fuel nozzles and the oxidizer are installed at the same level.
RU2016138943A 2016-10-03 2016-10-03 Thruster at gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal nozzles RU2628143C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016138943A RU2628143C1 (en) 2016-10-03 2016-10-03 Thruster at gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal nozzles

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016138943A RU2628143C1 (en) 2016-10-03 2016-10-03 Thruster at gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal nozzles

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2628143C1 true RU2628143C1 (en) 2017-08-15

Family

ID=59641889

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016138943A RU2628143C1 (en) 2016-10-03 2016-10-03 Thruster at gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal nozzles

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2628143C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE962391C (en) * 1953-12-08 1957-04-18 Daimler Benz Ag Device for atomizing and mixing fuel with compressed air in combustion chambers, especially for internal combustion turbines
US3546883A (en) * 1967-06-08 1970-12-15 Bolkow Gmbh Liquid fuel rocket engine construction
RU2041375C1 (en) * 1990-02-28 1995-08-09 Научно-исследовательский институт машиностроения Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine
RU2139853C1 (en) * 1995-02-17 1999-10-20 Орион-Ихтюмя Ой Фермион Method of preparing dilthiazem
RU2591391C1 (en) * 2015-06-29 2016-07-20 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (ТГУ) Vortex low-thrust rocket engine on gas fuel
RU2592948C2 (en) * 2014-04-30 2016-07-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE962391C (en) * 1953-12-08 1957-04-18 Daimler Benz Ag Device for atomizing and mixing fuel with compressed air in combustion chambers, especially for internal combustion turbines
US3546883A (en) * 1967-06-08 1970-12-15 Bolkow Gmbh Liquid fuel rocket engine construction
RU2041375C1 (en) * 1990-02-28 1995-08-09 Научно-исследовательский институт машиностроения Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine
RU2139853C1 (en) * 1995-02-17 1999-10-20 Орион-Ихтюмя Ой Фермион Method of preparing dilthiazem
RU2592948C2 (en) * 2014-04-30 2016-07-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine
RU2591391C1 (en) * 2015-06-29 2016-07-20 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (ТГУ) Vortex low-thrust rocket engine on gas fuel

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2016060581A1 (en) Device and method for organizing the operating process of a jet engine
CN109653903A (en) A kind of repeatable igniter for solid-liquid rocket
WO2014129920A1 (en) Device for fuel combustion in a continuous detonation wave
JP4172270B2 (en) Coaxial jet injection device
RU2628143C1 (en) Thruster at gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal nozzles
RU2626189C1 (en) Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal and spray nozzles
RU2339840C2 (en) Method of igniting fuel mixture in engine combustion chamber and device to this effect
JP6898335B2 (en) Injector element with igniter
RU2623610C1 (en) Hydrogen-oxygen low thrust engine
RU2624419C1 (en) Gaseous hydrogen and oxygen thruster with slot nozzle
RU2606202C2 (en) Mixing head of liquid-propellant engine chamber
RU2724069C1 (en) Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant
US11486336B2 (en) Propulsion device for liquid propellant rocket engine
RU2641785C1 (en) Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with jet-type injectors in air cross-flow
RU2581308C2 (en) Chamber of liquid rocket engine
CN113309635B (en) Multi-start igniter and method for solid-liquid mixed engine
RU2192555C2 (en) Chamber of liquid propellant thruster
RU2648040C1 (en) Gaseous hydrogen and oxygen rocket thruster with preliminary mixing of components in the mixing head unit
KR102220991B1 (en) Pilot burner for large size burner
RU2615883C1 (en) Thruster with multi-stage combustion chamber at gaseous hydrogen and oxygen
KR102487603B1 (en) Vortex-like shear coaxial injector head used in small rocket thrusters
RU2581310C2 (en) Liquid rocket engine
RU2488012C1 (en) Method of feeding three-component propellant into combustion chamber of liquid-propellant rocket engine and coaxial-jet atomiser to this end
RU2288370C2 (en) Chamber of liquid-propellant thruster
RU2679949C1 (en) Method for launching the camera of a liquid rocket engine or a gas generator with laser igniting fuel and device for its implementation

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