RU2648040C1 - Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с предварительным смешением компонентов в смесительной головке - Google Patents
Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с предварительным смешением компонентов в смесительной головке Download PDFInfo
- Publication number
- RU2648040C1 RU2648040C1 RU2017105170A RU2017105170A RU2648040C1 RU 2648040 C1 RU2648040 C1 RU 2648040C1 RU 2017105170 A RU2017105170 A RU 2017105170A RU 2017105170 A RU2017105170 A RU 2017105170A RU 2648040 C1 RU2648040 C1 RU 2648040C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oxygen
- hydrogen
- rocket
- combustion chamber
- rectangular channels
- Prior art date
Links
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 42
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 title claims abstract description 42
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 42
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 title claims abstract description 42
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 42
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 41
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 20
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 15
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 4
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims abstract description 3
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 3
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims abstract description 3
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 abstract 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 3
- 238000005868 electrolysis reaction Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- YZCKVEUIGOORGS-OUBTZVSYSA-N Deuterium Chemical compound [2H] YZCKVEUIGOORGS-OUBTZVSYSA-N 0.000 description 1
- YZCKVEUIGOORGS-IGMARMGPSA-N Protium Chemical compound [1H] YZCKVEUIGOORGS-IGMARMGPSA-N 0.000 description 1
- PIYVNGWKHNMMAU-UHFFFAOYSA-N [O].O Chemical compound [O].O PIYVNGWKHNMMAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 229910052702 rhenium Inorganic materials 0.000 description 1
- WUAPFZMCVAUBPE-UHFFFAOYSA-N rhenium atom Chemical group [Re] WUAPFZMCVAUBPE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
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
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению на камере сгорания установлены друг над другом два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода. Число узлов пересекающихся прямоугольных каналов водорода и кислорода равно 3, 4, 5 и более и распределенных равномерно по окружности. Высота и ширина прямоугольных каналов соотносятся как 1:2. Соотношение скоростей струй водорода и кислорода составляет 2,5:1. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 2 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 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 ограничена 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.
Прототипом является двигатель на газообразных водороде и кислороде для вспомогательных установок космической 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»).
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 полноты сгорания газообразных водорода и кислорода в ракетных двигателях малой тяги за счет предварительного смешения водорода и кислорода перед подачей их в камеру сгорания.
Задача решается за счет того, что ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, содержит на камере сгорания, установленные друг над другом, два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы, так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода.
Смешение газообразных водорода и кислорода реализуется в узлах пересекающихся прямоугольных каналов.
Кроме того, число узлов пересекающихся прямоугольных каналов водорода и кислорода равно 3, 4, 5 и более и распределенных равномерно по окружности.
Кроме того, высота и ширина прямоугольных каналов соотносятся как 1:2.
Кроме того, соотношение скоростей струй водорода и кислорода составляет 2,5:1.
Сущность изобретения поясняется фигурами (фиг. 1 и фиг. 2), где схематично представлено устройство для предварительного смешения газообразных водорода и кислорода. На чертежах изображены: коллектор водорода 1, имеющий в сечении вид половины окружности, прямоугольный канал водорода 2, прямоугольный канал кислорода 3 (обозначен пунктиром, так как он расположен в другой плоскости), камера сгорания 4, стенка камеры сгорания 5, верхний цилиндр 6 с каналами водорода 2, предкамера 7, где формируется факел топливной смеси водорода и кислорода, сварочный шов 8, соединяющий верхний цилиндр 6 с коллектором водорода 1, сварочный шов 9, соединяющий между собой коллекторы водорода 1 и кислорода 10 и верхний цилиндр 6 с нижним цилиндром, сварочный шов 11, соединяющий коллектор кислорода 10 с нижним цилиндром, дозвуковая часть сопла 12.
Работает представленное устройство для предварительного смешения газообразных водорода и кислорода следующим образом.
После включения электроклапанов водорода и кислорода (на чертеже не показаны) водород и кислород поступают в предкамеру 7, где формируется факел топливной смеси водорода и кислорода. Водород и кислород поступают также в прямоугольные каналы водорода 2 и кислорода 3. В узлах каналов 2 и 3 происходит интенсивное турбулентное перемешивание водорода и кислорода. Затем по каналам 2 и 3 смеси водорода и кислорода поступают в камеру сгорания 4, где под воздействием факела топливной смеси воспламеняются, сгорают, движутся к дозвуковой части сопла 12 и далее через закритическую часть сопла истекают из двигателя, создавая тягу.
Для эффективного смешения водорода и кислорода и для получения наибольшей полноты сгорания топлива высота и ширина прямоугольных каналов должны соотносится как 1:2. Скорости газообразных водорода и кислорода должны соотносится как 2,5:1. В зависимости от тяги двигателя (расходов компонентов топлива) число узлов равно 3, 4, 5 и более.
Claims (4)
1. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, отличающийся тем, что на камере сгорания установлены, друг над другом, два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы, так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода.
2. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что число узлов пересекающихся прямоугольных каналов водорода и кислорода равно 3, 4, 5 и более и распределенных равномерно по окружности.
3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что высота и ширина прямоугольных каналов соотносятся как 1:2.
4. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что соотношение скоростей струй водорода и кислорода составляет 2,5:1.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017105170A RU2648040C1 (ru) | 2017-02-16 | 2017-02-16 | Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с предварительным смешением компонентов в смесительной головке |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017105170A RU2648040C1 (ru) | 2017-02-16 | 2017-02-16 | Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с предварительным смешением компонентов в смесительной головке |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2648040C1 true RU2648040C1 (ru) | 2018-03-21 |
Family
ID=61708036
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017105170A RU2648040C1 (ru) | 2017-02-16 | 2017-02-16 | Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с предварительным смешением компонентов в смесительной головке |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2648040C1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3802193A (en) * | 1972-11-29 | 1974-04-09 | Us Air Force | Barrier ring injector |
| RU2041375C1 (ru) * | 1990-02-28 | 1995-08-09 | Научно-исследовательский институт машиностроения | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
| US7081136B1 (en) * | 2005-04-18 | 2006-07-25 | Techno Investments Llc | Adjustable gel filled mammary prosthesis and method |
| RU2572261C2 (ru) * | 2013-05-30 | 2016-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
-
2017
- 2017-02-16 RU RU2017105170A patent/RU2648040C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3802193A (en) * | 1972-11-29 | 1974-04-09 | Us Air Force | Barrier ring injector |
| RU2041375C1 (ru) * | 1990-02-28 | 1995-08-09 | Научно-исследовательский институт машиностроения | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
| US7081136B1 (en) * | 2005-04-18 | 2006-07-25 | Techno Investments Llc | Adjustable gel filled mammary prosthesis and method |
| RU2572261C2 (ru) * | 2013-05-30 | 2016-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9739192B2 (en) | Fuel combustion system, nozzle for prechamber assembly with curved orifices, and method of making same | |
| US10823398B2 (en) | Swirl torch igniter | |
| US9556844B2 (en) | Nozzle with contoured orifice surface and method of making same | |
| US20160273443A1 (en) | Parallel Prechamber Ignition System | |
| Matveev et al. | Non-equilibrium plasma igniters and pilots for aerospace application | |
| EP2927458A1 (en) | Pre-chamber with flow transfer passages | |
| RU2614311C1 (ru) | Парогенератор | |
| US10563619B2 (en) | Aerospace turbofan engines | |
| CN103899435A (zh) | 一种组合式脉冲爆震发动机爆震室 | |
| RU164690U1 (ru) | Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения | |
| CN116164307B (zh) | 一种气体旋流式空气氢气火炬点火器 | |
| CN114060854A (zh) | 一种将爆轰波集中于燃烧室内侧的旋转爆轰发动机 | |
| WO2019028289A1 (en) | RECONCILED BURNER | |
| CN116085825A (zh) | 一种互击式空气氢气火炬点火器 | |
| RU2626189C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками | |
| RU2623610C1 (ru) | Водородно-кислородный ракетный двигатель малой тяги | |
| RU2490491C1 (ru) | Устройство для импульсного зажигания горючей смеси | |
| RU2724069C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги на несамовоспламеняющихся жидком горючем и газообразном окислителе | |
| RU2641785C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги на газообразном водороде и кислороде с форсунками типа струя в сносящем потоке | |
| CN118997952A (zh) | 一种补燃发动机燃气发生器的点火装置及方法 | |
| RU2448268C1 (ru) | Камера ракетного двигателя малой тяги, работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе | |
| 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 | |
| RU2581308C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2615883C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги (РДМТ) с многокаскадной камерой сгорания на газообразных водороде и кислороде |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190217 |