RU2720657C2 - Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine - Google Patents
Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2720657C2 RU2720657C2 RU2017112582A RU2017112582A RU2720657C2 RU 2720657 C2 RU2720657 C2 RU 2720657C2 RU 2017112582 A RU2017112582 A RU 2017112582A RU 2017112582 A RU2017112582 A RU 2017112582A RU 2720657 C2 RU2720657 C2 RU 2720657C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- mixing
- prechamber
- mixing chamber
- liquid
- 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
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к средствам организации смесеобразования в жидкостных ракетных двигателях малой тяги и особо малой тяги (0,3-0,5 Н) на самовоспламеняющихся компонентах топлива.The invention relates to rocket technology, and in particular, to means for organizing mixture formation in liquid propellant small thrust and particularly low thrust (0.3-0.5 N) propellants on self-igniting fuel components.
Известен струйный смесительный элемент со сталкивающимися струями окислителя и горючего (Волков Е.Б., Головков Л.Г., Сырицын Т.А., «Жидкостные ракетные двигатели», М. Воениздат, 1970, стр. 42, рис. 1.4., а). Такие смесительные элементы применяются на двигателях больших и средних тяг. Большие скорости истечения компонентов топлива из форсунок гарантируют глубокое проникновение одной жидкости в другую, большое количество смесительных элементов - равномерность распределения по сечению камеры и заданное их соотношение. В двигателях малой тяги такие смесительные элементы неэффективны из-за малых скоростей струй (3…5 м/с) и не обеспечивают необходимое соотношение компонентов топлива по сечению камеры сгорания.Known jet mixing element with colliding jets of oxidizer and fuel (Volkov EB, Golovkov LG, Syritsyn TA, “Liquid rocket engines”, M. Voenizdat, 1970, p. 42, Fig. 1.4., and). Such mixing elements are used on engines of large and medium thrusts. High speeds of the flow of fuel components from the nozzles guarantee a deep penetration of one liquid into another, a large number of mixing elements - uniform distribution over the chamber cross section and their predetermined ratio. In low-thrust engines, such mixing elements are ineffective due to low jet speeds (3 ... 5 m / s) and do not provide the necessary ratio of fuel components over the combustion chamber cross section.
Известна смесительная головка (см. патент РФ №2463469), состоящая из расширяющейся к выходу форкамеры и смесительной камеры со струйными форсунками окислителя и горючего, каналов подвода окислителя и горючего. Форкамера на участке подвода струйных форсунок имеет смесительную камеру с постоянной площадью поперечного сечения, равной 1,0-1,2 суммарной площади поперечных сечений форсунок и длиной, равной длине пробега совместной струи до окончания периода жидкофазной индукции топлива. В предпочтительном варианте исполнения смесительная головка имеет струйные форсунки с пересекающимися под углом 45-65° осями.A known mixing head (see RF patent No. 2463469), consisting of an expanding chamber and a mixing chamber with jet nozzles of an oxidizer and fuel, channels for supplying an oxidizer and fuel, expanding towards the outlet. The prechamber at the jet nozzle supply section has a mixing chamber with a constant cross-sectional area equal to 1.0-1.2 of the total cross-sectional area of the nozzles and a length equal to the mean free path of the joint jet until the end of the liquid-phase induction period. In a preferred embodiment, the mixing head has jet nozzles with axes intersecting at an angle of 45-65 °.
Смесительная камера имеет цилиндрическую форму и сопряжена с конической форкамерой, расширяющейся к выходу.The mixing chamber has a cylindrical shape and is coupled with a conical prechamber expanding towards the exit.
Недостатком такой схемы смесеобразования является отсутствие возможности получения высокой степени перемешивания топлива в смесительной камере, в форкамере и далее - в камере, в результате чего трудно обеспечить высокую полноту сгорания в камере и высокие энергетические характеристики двигателя. Причина этого кроется в том, что для двигателей малой и особо малой тяги характерными являются малые расходы компонентов топлива (доходящие до десятых и сотых долей грамма в секунду), что в свою очередь являются причиной низких скоростей истечения из форсунок струй окислителя и горючего (например, скорости истечения струй окислителя и горючего для двигателей тягой ~0,5 Н составляют ~3-5 м/с).The disadvantage of this mixing scheme is the inability to obtain a high degree of mixing of the fuel in the mixing chamber, in the prechamber and further in the chamber, as a result of which it is difficult to ensure a high degree of combustion in the chamber and high energy characteristics of the engine. The reason for this lies in the fact that for small and especially low thrust engines, the low consumption of fuel components (reaching tenths and hundredths of a gram per second) is characteristic, which in turn is the cause of low rates of outflow of oxidizer and fuel jets from nozzles (for example, the outflow velocities of the oxidizer and fuel jets for engines with a thrust of ~ 0.5 N are ~ 3-5 m / s).
Работы, проводимые на двигателях тягой до 0,5 Н показали, что полнота смешения топлива (и полнота сгорания) находятся на низком уровне и практически мало зависят от угла столкновения струй.Work carried out on engines with a thrust of up to 0.5 N showed that the completeness of fuel mixing (and the completeness of combustion) are low and practically do not depend much on the angle of collision of the jets.
При столкновении струй окислителя и горючего в смесительной камере не происходит взаимное проникновение струй друг в друга; струи вступают в химическую реакцию по границе соприкосновения с образованием жидкофазных и газофазных промежуточных продуктов и проскальзывают друг относительно друга за счет разности скоростей, образуя слой смешения толщиной от нескольких микрон до нескольких десятков микрон (это зависит от скоростей сталкивающихся струй). Вокруг слоя смешения по камере смешения продолжают движение в направлении к форкамере неперемешанные окислитель и горючее, которые, прогревшись от тепла, выделяющегося из химически реагирующего слоя смешения, испаряются и самостоятельно продолжают движение в виде паровых слоев, слабо перемешиваясь с продуктами реакции, что приводит к потере топлива, выбрасываемого непрореагировавшим, через сопло. Подтверждением являются результаты отработки ЖРД особо малой тяги (~0,5 Н) с различными приведенными длинами камеры, отличавшимися друг от друга ~ на 50%; экономичность двигателя при этом возрастала незначительно.When the jets of oxidizer and fuel collide in the mixing chamber, the jets do not penetrate each other; the jets enter a chemical reaction along the interface with the formation of liquid-phase and gas-phase intermediates and slip relative to each other due to the difference in speeds, forming a mixing layer with a thickness of several microns to several tens of microns (this depends on the speeds of the colliding jets). Around the mixing layer along the mixing chamber, unmixed oxidizer and fuel continue to move towards the prechamber, which, having warmed up from the heat released from the chemically reactive mixing layer, evaporate and independently continue to move in the form of vapor layers, slightly mixing with the reaction products, which leads to loss fuel emitted by unreacted through a nozzle. Confirmation is the results of the development of an especially low thrust rocket engine (~ 0.5 N) with various reduced chamber lengths that differed by ~ 50% from each other; engine efficiency increased slightly.
Задачей изобретения является создание смесительной головки, способной обеспечить высокие энергетические и динамические характеристики ЖРД особо малой тяги.The objective of the invention is to provide a mixing head capable of providing high energy and dynamic characteristics of an especially low thrust rocket engine.
Задача решается конструкцией смесительной головки, состоящей из корпуса, струйных форсунок окислителя и горючего с пересекающимися струями, смесительной камеры с постоянной площадью поперечного сечения, переходящей в зоне завершения жидкофазной индукции в расширяющуюся к выходу форкамеру. Согласно изобретению в расширяющейся части форкамеры между выходом из смесительной камеры и выходом из предкамеры выполнен кольцевой буртик.The problem is solved by the design of the mixing head, consisting of a housing, jet nozzles of an oxidizer and fuel with intersecting jets, a mixing chamber with a constant cross-sectional area, passing in the zone of completion of liquid-phase induction into a prechamber expanding towards the outlet. According to the invention, an annular bead is made in the expanding part of the prechamber between the outlet of the mixing chamber and the outlet of the prechamber.
Кроме того, предкамера может быть выполнена в виде конической полости, в которой закреплен насадок представляющий собой тонкостенный усеченный конус, у вершины которого сформирован кольцевой буртик, обращенный в сторону оси конуса.In addition, the pre-chamber can be made in the form of a conical cavity in which the nozzles are mounted, which is a thin-walled truncated cone, at the apex of which an annular collar is formed, facing the cone axis.
Предлагаемое решение поясняется чертежами, представленными на фиг. 1 и фиг. 2. На фиг. 1 показан продольный разрез головки, на фиг. 2 - чертеж насадка. Смесительная головка состоит из корпуса 1, подводящего канала окислителя 2, подводящего канала горючего 3, струйной форсунки окислителя 4, струйной форсунки горючего 5, смесительной камеры 6, форкамеры 7, насадка 8 с кольцевым буртиком 9. Площадь поперечного сечения смесительной камеры 6 подбирается из условия обеспечения площади ее, равной примерно 1,2-1,7 суммарной площади поперечных сечений струйных форсунок окислителя и горючего, а длина смесительной камеры, выполненной в виде цилиндрического канала, подбирается таким образом, чтобы время пребывания компонентов топлива на этом участке при совместном движении перемешивающихся струй примерно соответствовало времени завершения периода жидкофазной индукции для применяемого топлива.The proposed solution is illustrated by the drawings shown in FIG. 1 and FIG. 2. In FIG. 1 shows a longitudinal section through the head, FIG. 2 - drawing nozzle. The mixing head consists of a
Период жидкофазной индукции для различных самовоспламеняющихся топлив различен. Например, для пары азотный тетраоксид + несимметричный диметилгидразин составляет ~1⋅10-4 с (см. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета №3 (19), 2009, стр. 316 "Исследование закономерностей жидкофазного взаимодействия компонентов СЖРТ").The period of liquid-phase induction for different self-igniting fuels is different. For example, for a pair of nitrogen tetroxide + asymmetric dimethylhydrazine is ~ 1 ~10 -4 s (see Bulletin of the Samara State Aerospace University No. 3 (19), 2009, p. 316 "Study of the laws of liquid-phase interaction of components of SZHRT").
Подбор длины смесительной камеры указанным способом исключает запирание при прохождении через нее перемешанных окислителя и горючего. Форкамера выполнена расширяющейся к выходу и также не допускает запирания ее при выделении из продуктов взаимодействия газофазных промежуточных продуктов и последующем резком повышении давления.The selection of the length of the mixing chamber in this way eliminates the locking when passing through it of mixed oxidizer and fuel. The prechamber is made expanding to the outlet and also does not allow it to be locked when gas-phase intermediate products are separated from the interaction products and the subsequent sharp increase in pressure.
Предлагаемая смесительная головка работает следующим образом. Окислитель, пройдя через подводящий канал 2, поступает в струйную форсунку окислителя 4 и далее - в смесительную камеру 6. Горючее, пройдя через подводящий канал 3, поступает в струйную форсунку 5, а затем - в смесительную камеру 6, где сталкивается с окислителем. Поступившие в смесительную камеру 6 окислитель и горючее сталкиваются и перемешиваются по линии соприкосновения (столкновение окислителя и горючего неминуемо, поскольку площадь поперечного сечения смесительной камеры подбирается чуть большей суммы площадей поперечных сечений струйных форсунок окислителя 4 и горючего 5). Подбор длины смесительной камеры 6 предполагает прохождение химических реакций в жидкой фазе с образованием жидкофазных промежуточных продуктов с выделением небольшого количества тепла, поэтому в ней исключаются повышение давления и запирание. Далее жидкофазные промежуточные продукты поступают из смесительной камеры 6 в форкамеру 7, где начинается активное выделение газофазных промежуточных продуктов, сопровождающееся повышением температуры и давления; накопление газофазных промежуточных продуктов приводит к воспламенению их и образованию продуктов неполного сгорания.The proposed mixing head operates as follows. The oxidizing agent, passing through the
Здесь следует отметить тот факт, что в смесительной камере 6 происходит неполное смешение окислителя и горючего и, как было отмечено выше, только по линии соприкосновения сталкивающихся струй, поэтому остается большая доля неперемешанных окислителя и горючего, которые, частично испарившись, продолжают движение к форкамере 7; при этом образовавшиеся пары продолжают движение обособленно в виде струек тока, не вступая в химическое взаимодействие с промежуточными жидкофазными продуктами. И так продолжается до столкновения с препятствием, установленным в форкамере 7 - насадком 8 с буртиком 9. Столкнувшись с буртиком 9, неперемешанные окислитель и горючее резко меняют направление движения к оси смесительной головки, где вынуждены перемешаться с промежуточными жидкофазными и выделившимися из них газофазными промежуточными продуктами. Подбором расстояния l от смесительной камеры 6 до буртика 9 и диаметра d проходного сечения буртика 9 можно в широких пределах регулировать полноту смешения топлива и, что чрезвычайно важно, регулировать тепловое состояние двигателя.It should be noted that in the
Предлагаемое техническое решение позволяет существенно повысить полноту смешения и полноту сгорания топлива и, как следствие, повысить экономичность и улучшить динамические характеристики ЖРД особо малой тяги.The proposed technical solution allows to significantly increase the completeness of mixing and the completeness of fuel combustion and, as a result, increase efficiency and improve the dynamic characteristics of especially low thrust rocket engines.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017112582A RU2720657C2 (en) | 2017-04-12 | 2017-04-12 | Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017112582A RU2720657C2 (en) | 2017-04-12 | 2017-04-12 | Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2017112582A RU2017112582A (en) | 2018-10-12 |
RU2017112582A3 RU2017112582A3 (en) | 2020-02-04 |
RU2720657C2 true RU2720657C2 (en) | 2020-05-12 |
Family
ID=63863549
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017112582A RU2720657C2 (en) | 2017-04-12 | 2017-04-12 | Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2720657C2 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3546883A (en) * | 1967-06-08 | 1970-12-15 | Bolkow Gmbh | Liquid fuel rocket engine construction |
FR2543222A1 (en) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Injection head for combustion chambers of rocket motors operating on liquid propergol |
RU2463469C2 (en) * | 2009-10-14 | 2012-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Mixing head |
RU2602028C2 (en) * | 2014-07-08 | 2016-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" | Mixing head of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
-
2017
- 2017-04-12 RU RU2017112582A patent/RU2720657C2/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3546883A (en) * | 1967-06-08 | 1970-12-15 | Bolkow Gmbh | Liquid fuel rocket engine construction |
FR2543222A1 (en) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Injection head for combustion chambers of rocket motors operating on liquid propergol |
RU2463469C2 (en) * | 2009-10-14 | 2012-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Mixing head |
RU2602028C2 (en) * | 2014-07-08 | 2016-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" | Mixing head of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2017112582A (en) | 2018-10-12 |
RU2017112582A3 (en) | 2020-02-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2319853C2 (en) | Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
EP1715173B1 (en) | Pintle injector | |
US7762058B2 (en) | Ultra-compact, high performance aerovortical rocket thruster | |
WO2016060581A1 (en) | Device and method for organizing the operating process of a jet engine | |
RU2572261C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
US2929208A (en) | Propellant injection head for jet propulsion system | |
US6351939B1 (en) | Swirling, impinging sheet injector | |
RU2720657C2 (en) | Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine | |
JP4172270B2 (en) | Coaxial jet injection device | |
US3215352A (en) | Bi-propellant metering and injecting valve | |
RU2463469C2 (en) | Mixing head | |
RU2724069C1 (en) | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant | |
RU2581756C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine chamber | |
RU2602028C2 (en) | Mixing head of low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
RU2192555C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
US11952967B2 (en) | Liquid propellant injector for vortex hybrid rocket motor | |
KR101438511B1 (en) | coaxial injector | |
RU2605496C2 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust | |
RU2592948C2 (en) | Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine | |
RU2746593C2 (en) | Method of organizing working process of liquid rocket low-thrust engine | |
RU2482320C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
US11970995B2 (en) | Oblique detonation rocket engine | |
RU2318130C2 (en) | Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
JP4602346B2 (en) | Injector | |
RU2685166C2 (en) | Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HZ9A | Changing address for correspondence with an applicant |