RU2724069C1 - Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant - Google Patents
Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2724069C1 RU2724069C1 RU2019118158A RU2019118158A RU2724069C1 RU 2724069 C1 RU2724069 C1 RU 2724069C1 RU 2019118158 A RU2019118158 A RU 2019118158A RU 2019118158 A RU2019118158 A RU 2019118158A RU 2724069 C1 RU2724069 C1 RU 2724069C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- liquid
- ignition
- liquid fuel
- engine
- 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
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно -ракетным двигателям малой тяги (РДМТ), работающим в непрерывных и импульсных режимах на газообразном кислороде и жидком (углеводородном, спиртовом или синтетическом) горючем в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.The invention relates to rocket and space technology, namely, small thrust rocket engines (RDMT) operating in continuous and pulsed modes on gaseous oxygen and liquid (hydrocarbon, alcohol or synthetic) fuel as the executive bodies of control systems for rocket and space technology.
Такого типа двигатели особенно эффективны в составе двигательных установок, в которых маршевый ЖРД работает на экологически чистых несамовоспламеняющихся компонентах топлива.This type of engine is especially effective as part of propulsion systems in which the mid-flight rocket engine runs on environmentally friendly non-combustible fuel components.
Известен ракетный двигатель малой тяги (патент RU 2183761, С2, 20.06.2002) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, содержащий основную камеру и предкамеру, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру и магистраль подвода горючего в основную камеру сгорания, воспламенительное устройство и другие элементы.Known small thrust rocket engine (patent RU 2183761, C2, 06/20/2002) on non-combustible fuel components containing the main chamber and the pre-chamber, the fuel and oxidizer supply lines to the pre-chamber and the fuel supply line to the main combustion chamber, an ignition device and other elements.
Основными недостатками цитируемого технического устройства являются:The main disadvantages of the cited technical device are:
- низкая эффективность смешения и горения компонентов топлива в приосевой области камеры сгорания (отмечается самими авторами);- low efficiency of mixing and burning of fuel components in the axial region of the combustion chamber (noted by the authors themselves);
- недостаточная полнота преобразования топлива при взаимодействии закрученных горючего и окислителя, организованная в пристенной области, и, как следствие, заметная неравномерность массового соотношения компонентов топлива, по поперечному сечению камеры сгорания, и невысокая интегральная полнота сгорания топлива в камере;- insufficient completeness of fuel conversion during the interaction of swirling fuel and oxidizer, organized in the near-wall region, and, as a result, a noticeable unevenness in the mass ratio of fuel components over the cross section of the combustion chamber, and low integral completeness of fuel combustion in the chamber;
- отсутствие элементов, реализующих потенциал пневмораспыливания жидкости и др.- lack of elements that realize the potential of pneumatic spraying of liquid, etc.
Известно устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя (патент RU 2183763, С2, 20.06.2002) на несамовоспламеняющихся газожидкостных компонентах топлива, содержащее корпус, в котором центрально установлена электрическая свеча, реакционную полость, сужающуюся к выходу в камеру сгорания, полость подачи горючего и коллектор подвода окислителя и другие элементы.A device is known for igniting fuel components in a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine (patent RU 2183763, C2, 06/20/2002) on non-combustible gas-liquid fuel components, comprising a housing in which an electric candle is centrally mounted, a reaction cavity, which tapers towards the exit to the combustion chamber, a cavity fuel supply and an oxidizer supply manifold and other elements.
Основными недостатками этого технического решения являются:The main disadvantages of this technical solution are:
- невозможность организовать закрученное течение с зоной возвратного потока, предложенными техническими решениями в реакционной полости (подача «О» с помощью шнека, поворот потока, душирование жидким горючим), что затрудняет подачу смеси «О» и «Г» в воспламенительное устройство (в зону разряда свечи зажигания);- the inability to organize a swirling flow with a return flow zone proposed by technical solutions in the reaction cavity (feeding “O” with a screw, turning the flow, scrubbing with liquid fuel), which makes it difficult to supply a mixture of “O” and “G” to the ignition device (into the zone spark plug discharge);
- ограничения в части импульсного режима работы (частичная реализация длительностей и пауз импульсов);- restrictions regarding the pulse operating mode (partial implementation of the durations and pauses of pulses);
- отключение подачи горючего в полость горючего воспламенительного устройства (необходимость отдельного электропневмоклапана) и др.- shutting off the supply of fuel into the cavity of the fuel igniter device (the need for a separate electro-pneumatic valve), etc.
Известно техническое решение - ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска (патент RU 2348828, С1, 10.03.2009), содержащее камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов и др. элементы.A technical solution is known - a small thrust rocket engine operating on a non-combustible gaseous oxidizer and liquid fuel, and a method for starting it (patent RU 2348828, C1, 03/10/2009), containing a combustion chamber with a nozzle and a mixing head, a pre-chamber with an igniter, supply pipelines components and other elements.
Основными недостатками цитируемого технического решения являются:The main disadvantages of the cited technical solution are:
- очевидно, поступление в камеру сгорания «крупных» фрагментов жидкого компонента, поскольку в результате полость закрутки будет работать как центробежная форсунка, что приведет к снижению энергетических параметров двигателя;- obviously, the entry into the combustion chamber of “large” fragments of the liquid component, since as a result the swirl cavity will work as a centrifugal nozzle, which will lead to a decrease in the energy parameters of the engine;
- отсутствие организации допустимого теплового режима конструкции;- lack of organization of permissible thermal regime of the structure;
- учитывая инерционность калильной свечи зажигания, РДМТ не обеспечивает импульсный режим работы.- Given the inertia of the glow plug, the RDMT does not provide a pulsed mode of operation.
Известно техническое решение - ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска (патент RU 2400644, С1, 27.09.2010), содержащий камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и тангенциальными каналами для подачи топливной смеси в камеру сгорания с полостью закрутки и устройство для воспламенения топливной смеси, в качестве которого служит источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, герметично установленном непосредственно на смесительную головку, при этом лазерный луч направлен в осевой канал - зону первоначального воспламенения компонентов в точку фокусировки на поверхности осевого канала, либо в объеме топливной смеси.A known technical solution is a small thrust rocket engine operating on a non-combustible gaseous oxidizer and liquid fuel, and a method for starting it (patent RU 2400644, C1, 09/27/2010), comprising a combustion chamber with a nozzle, a mixing head with component supply channels and tangential channels for supply of the fuel mixture to the combustion chamber with a swirl cavity and a device for igniting the fuel mixture, which is a laser source with an input and focusing unit, hermetically mounted directly on the mixing head, while the laser beam is directed into the axial channel - the zone of initial ignition of the components in focus point on the surface of the axial channel, or in the volume of the fuel mixture.
Поскольку схема смесеобразования цитируемого решения и предыдущего аналога идентичны на них распространяются недостатки конструкции в части, касающейся полноты сгорания топлива в камере и обеспечения теплового состояния конструкции.Since the mixture formation scheme of the cited solution and the previous analogue are identical, design flaws extend to them in terms of the completeness of fuel combustion in the chamber and ensuring the thermal state of the structure.
В части организации процесса воспламенения с помощью лазерного зажигания отметим, что двигатель не обладает высокой динамикой и не обеспечит импульсного режима работы, поскольку в случае фокусировки излучения на стенку, ее нагрев до необходимых для воспламенения температур будет длиться «значительный» период времени; в случае фокусировки излучения в объеме смеси, за счет массообмена нагреваемой области также потребуется длительный период времени для ее воспламенения. Увеличение же мощности излучения приведет к увеличению энергопотребления и габаритно-массовых параметров системы лазерного зажигания.Regarding the organization of the ignition process using laser ignition, we note that the engine does not have high dynamics and will not provide a pulsed mode of operation, since in the case of focusing radiation on the wall, its heating to the temperatures necessary for ignition will last a “significant” period of time; in the case of focusing radiation in the volume of the mixture, due to the mass transfer of the heated region, a long period of time will also be required for its ignition. An increase in the radiation power will lead to an increase in energy consumption and overall mass parameters of the laser ignition system.
Наиболее близким к заявленному техническому решению является ракетный двигатель малой тяги (патент RU 2386846, С2, 20.04.2010), содержащий камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель, с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения.Closest to the claimed technical solution is a small thrust rocket engine (patent RU 2386846, C2, 04/20/2010), comprising an engine chamber with a mixing head, a fire bottom, an ignitor, with an axis of ignition located along the axis, a centrifugal oxidizer nozzle with tangential channels outgoing from the annular collector and the swirl chamber and the jet nozzles of the fuel directed to the axis, axial and peripheral channels communicating the swirl chamber with the ignition cavity.
Следует отметить, что в конструкции прототипа использован ряд эффективных решений; а именно: для организации воспламенения реализована подача в полость воспламенения газожидкостной смеси из камеры закручивания по периферийным каналам; в смесеобразовании используется пневмораспылжидкого горючего струями газообразного окислителя, организованный в камере закручивания; а в охлаждении двигателя - газовая завеса окислителя, расположенная в начальном сечении камеры сгорания РДМТ.It should be noted that in the design of the prototype used a number of effective solutions; namely, for the organization of ignition, a gas-liquid mixture is supplied to the ignition cavity from the swirl chamber through peripheral channels; in mixture formation, a pneumo-spray liquid fuel is used by jets of a gaseous oxidizer, organized in a swirl chamber; and in engine cooling, an oxidizer gas curtain located in the initial section of the RDMT combustion chamber.
Основными недостатками конструкции являются:The main design flaws are:
- завышенный объем и форма полости воспламенения, отсутствие механизмов дробления крупных фрагментов жидкости, поступающих из камеры закручивания по периферийным каналам, что не способствует взаимодействию разряда свечи зажигания и топливной смеси в предпламенный период, последнее приводит к увеличению задержки воспламенения, а неэффективное горение в этой полости - к сажеобразованию и ее осаждению на рабочем торце свечи зажигания;- the overestimated volume and shape of the ignition cavity, the absence of mechanisms for crushing large fragments of liquid coming from the swirl chamber through the peripheral channels, which does not facilitate the interaction of the discharge of the spark plug and the fuel mixture in the pre-flame period, the latter leads to an increase in the ignition delay, and inefficient combustion in this cavity - to soot formation and its deposition on the working end of the spark plug;
- в отношении смесеобразования следует отметить, что, несмотря на организацию в камере закручивания варианта пневмораспыла, исходные фрагменты жидкого компонента, поступающие из струйных форсунок жидкости достаточно велики (сотни микрометров) и не могут дробиться до требуемых размеров, обеспечивающих высокие значения полноты сгорания в камере; кроме этого им передается при взаимодействии с газообразным компонентом, направленным тангенциально, импульс, приводящий к отклонению жидкости в пристенную область камеры и, таким образом, формированию неравномерного распределения массового соотношения компонентов топлива в поперечном сечении камеры, а значит, снижению значения полноты сгорания в камере;- with regard to mixture formation, it should be noted that, despite the organization of a pneumatic spray version in the swirling chamber, the initial fragments of the liquid component coming from the liquid jet nozzles are quite large (hundreds of micrometers) and cannot be crushed to the required sizes, providing high values of the combustion completeness in the chamber; in addition, when interacting with a gaseous component directed tangentially, they are given an impulse leading to deviation of the liquid into the wall region of the chamber and, thus, the formation of an uneven distribution of the mass ratio of fuel components in the cross section of the chamber, and therefore, to reduce the value of the completeness of combustion in the chamber;
- расположение по длине камеры РДМТ одного пояса завесы от головки двигателя, даже при использовании в качестве конструкционного тугоплавкого материала является недостаточным и может при длительных включениях двигателя привести к прогару стенки конструкции.- the location along the length of the RDMT chamber of one belt of the curtain from the engine head, even when used as a structural refractory material, is insufficient and may lead to burnout of the structure wall during prolonged engine starts.
Задачами, на решение которых направлено заявляемое устройство, являются:The tasks to be solved by the claimed device are:
- организация эффективного процесса воспламенения несамовоспламеняющегося газообразного окислителя и жидкого горючего с помощью воспламенительного устройства, в котором в его первую ступень подается жидкое горючее, а во вторую - газообразный окислитель и из второй ступени, образованная там газожидкостная смесь поступает через продольные каналы в разрядную полость свечи зажигания, где созданы условия взаимодействия разряда свечи со смесью, способной к воспламенению, а образовавшийся факел через центральное отверстие поступает в камеру сгорания и воспламеняет основной топливный заряд;- organization of an effective ignition process of a non-self-combustible gaseous oxidizer and liquid fuel using an igniter device in which liquid fuel is supplied to its first stage and a gaseous oxidizer to the second stage and from the second stage, the gas-liquid mixture formed therein passes through the longitudinal channels into the discharge cavity of the spark plug where the conditions for the interaction of the spark discharge with a mixture capable of ignition are created, and the formed torch through the central hole enters the combustion chamber and ignites the main fuel charge;
- организация эффективного процесса смесеобразования газожидкостного топлива обеспечивается за счет взаимодействия тонкой пленки горючего, образуемой на внутренней поверхности клинового элемента и равномерно распределенной в окружном направлении камеры сгорания (толщина пленки на порядок меньше, чем размер капель, поступающих из струйных форсунок) и потока газообразного окислителя из щелевой форсунки на наружной поверхности клина со скоростью в несколько раз превышающей скорость жидкости, в результате - обеспечивается более «тонкое» распыливание капель жидкого компонента, а за счет направления вектора импульса газожидкостного потока к оси двигателя реализуется более равномерное распределение массового соотношения компонентов в поперечном направлении камеры сгорания и, как следствие, - более высокая степень преобразования топлива;- the organization of an effective process of gas-liquid fuel mixture formation is ensured by the interaction of a thin film of fuel formed on the inner surface of the wedge element and uniformly distributed in the circumferential direction of the combustion chamber (the film thickness is an order of magnitude smaller than the size of the droplets coming from the jet nozzles) and the flow of the gaseous oxidizer from a slot nozzle on the outer surface of the wedge with a speed several times faster than the fluid velocity, as a result, a finer atomization of the droplets of the liquid component is ensured, and due to the direction of the pulse vector of the gas-liquid flow to the axis of the engine, a more uniform distribution of the mass ratio of components in the transverse direction of the chamber is realized combustion and, as a consequence, a higher degree of fuel conversion;
- организация дополнительной газовой завесы в конце цилиндрического участка камеры сгорания способствует решению проблем обеспечения теплового состояния конструкции и снижению требований к конструкционному материалу.- the organization of an additional gas curtain at the end of the cylindrical section of the combustion chamber helps to solve the problems of ensuring the thermal state of the structure and reduce the requirements for the structural material.
Техническим результатом является повышение надежности воспламенения несамовоспламеняющегося газожидкостного топлива в камере ракетного двигателя малой тяги с высокими динамическими параметрами, а также повышение уровня энергетических параметров (удельного импульса тяги) РДМТ в непрерывных и импульсных режимах работы при обеспечении допустимого теплового состояния камеры ракетного двигателя.The technical result is to increase the reliability of ignition of non-combustible gas-liquid fuel in the chamber of a small thrust rocket engine with high dynamic parameters, as well as to increase the level of energy parameters (specific thrust impulse) of the RDMT in continuous and pulsed operation modes while ensuring the permissible thermal state of the rocket engine chamber.
Технический результат достигается за счет того, что в ракетном двигателе малой тяги на несамовоспламеняющемся газообразном окислителе и жидком горючем, состоящем из агрегата зажигания и свечи, смесительной головки со струйными форсунками, камеры сгорания, огневого днища, сопла и электропневмоклапанов, смесительная головка содержит разнобокий окружной клиновой элемент, установленный с возможностью образования тонкой пленки горючего от места поступления жидкого топлива из струйных форсунок на внутреннюю грань клинового элемента до острой его кромки, при этом наружная поверхность клинового элемента предназначена для газообразного компонента топлива, причем скорость газа и скорость жидкости соотносятся как 5:1, грани клинового элемента обеспечивают угол между вектором импульса газожидкостного потока, образованного после взаимодействия газа и жидкости на острой кромке клинового элемента и осью двигателя 25…35 градусов.The technical result is achieved due to the fact that in a small thrust rocket engine on a non-combustible gaseous oxidizer and liquid fuel, consisting of an ignition unit and a candle, a mixing head with jet nozzles, a combustion chamber, a fire bottom, a nozzle and electro-pneumatic valves, the mixing head contains a different wedge wedge an element installed with the possibility of forming a thin film of fuel from the place of entry of liquid fuel from the jet nozzles on the inner face of the wedge element to its sharp edge, while the outer surface of the wedge element is intended for the gaseous component of the fuel, and the gas velocity and liquid velocity are correlated as 5: 1 , the edges of the wedge element provide an angle between the momentum vector of the gas-liquid flow formed after the interaction of gas and liquid on the sharp edge of the wedge element and the axis of the engine 25 ... 35 degrees.
Кроме того, для воспламенения несамовоспламеняющихся компонентов топлива в смесительной головке двигателя расположено двухступенчатое воспламенительное устройство, первая ступень которого предназначена для подачи жидкого горючего через два тангенциальных канала, а вторая ступень - для газообразного окислителя через шесть тангенциальных каналов, причем периферийная область второй ступени соединена с разрядной полостью свечи зажигания двумя продольными каналами.In addition, for igniting non-combustible fuel components, a two-stage ignition device is located in the mixing head of the engine, the first stage of which is designed to supply liquid fuel through two tangential channels, and the second stage is for a gaseous oxidizer through six tangential channels, and the peripheral region of the second stage is connected to the discharge the cavity of the spark plug with two longitudinal channels.
Кроме того, в области огневого днища двигателя и в конце цилиндрического участка камеры сгорания расположены тангенциальные газовые завесы с расходом газообразного компонента топлива (10…12)% и (20…25)% от общего расхода окислителя соответственно.In addition, tangential gas curtains with a flow rate of the gaseous component of the fuel (10 ... 12)% and (20 ... 25)% of the total oxidizer consumption, respectively, are located in the area of the engine underbody and at the end of the cylindrical section of the combustion chamber.
Сущность изобретения поясняется следующими чертежами:The invention is illustrated by the following drawings:
- на фиг. 1 укрупненно изображена схема зажигания и смесеобразования ракетного двигателя;- in FIG. 1 is an enlarged diagram of the ignition and mixture formation of a rocket engine;
- на фиг. 2 изображена схема ракетного двигателя малой тяги в целом.- in FIG. 2 shows a diagram of a small thrust rocket engine as a whole.
Устройство состоит из следующих элементов:The device consists of the following elements:
1 - коллектор подвода газообразного окислителя; 2 - щелевая форсунка газообразного окислителя; 3 - разнобокий окружной клиновой элемент; 4 - струйные форсунки жидкого горючего; 5 - корпус свечи зажигания; 6 - электроискровая свеча зажигания; 7 - разрядная полость свечи зажигания; 8 - воспламенительное устройство; 9 - продольные каналы, соединяющие воспламенительное устройство и разрядную полость; 10 - фланец со штуцером подвода жидкого горючего; 11 - коллектор жидкого горючего; 12 - коллектор подвода газообразного окислителя (соединен с коллектором «О» через ряд каналов, на чертеже не показаны); 13 - фланец подвода газообразного окислителя; 14 - коллектор «О» для подачи в завесу (соединен с основным коллектором «О» посредством трубки, не показанной на чертеже); 15 - сопло.1 - collector for supplying a gaseous oxidizer; 2 - slot nozzle of a gaseous oxidizer; 3 - diverse side wedge element; 4 - jet nozzles of liquid fuel; 5 - spark plug housing; 6 - electrospark spark plug; 7 - discharge cavity of the spark plug; 8 - igniter device; 9 - longitudinal channels connecting the ignition device and the discharge cavity; 10 - flange with a nozzle for supplying liquid fuel; 11 - a collector of liquid fuel; 12 - collector for supplying a gaseous oxidizer (connected to the collector "O" through a series of channels, not shown in the drawing); 13 - flange for supplying a gaseous oxidizer; 14 - collector "O" for feeding into the curtain (connected to the main collector "O" through a tube not shown in the drawing); 15 - nozzle.
Работает устройство следующим образом.The device operates as follows.
Осуществляется подача электрического сигнала на клапаны горючего «Г» и окислителя «О», а также на агрегат зажигания электроискровой свечи. Клапаны «Г» и «О» открываются, обеспечивая доступ компонентов топлива к элементам двигателя. Жидкий компонент - горючее поступает в коллектор «Г» (11) и далее в тангенциальные каналы воспламенительного устройства (8) и через струйные форсунки «Г» (4) на внутреннюю плоскость кругового клинового элемента (3), растекаясь по его поверхности. Газообразный окислитель из клапана «О» поступает в основной коллектор «О» (1), в коллектор «О» воспламенительного устройства (12) и коллектор газовой завесы в конце цилиндрического участка камеры сгорания (14). Газообразный окислитель из соответствующего коллектора воспламенительного устройства (12) подается во вторую ступень, образуя в ней закрученное течение и перепад давления между осевой и периферийной областями. Одновременно в эту среду из первой ступени устройства (8) поступает жидкое горючее в виде капель, взаимодействует с газообразным «О», обеспечивая подачу газожидкостной смеси по продольным каналам в разрядную полость свечи зажигания (7) под действием перепада давления, и воспламеняется при достижении для этого соответствующих условий. Затем факел поступает в камеру сгорания через центральное отверстие и воспламеняет основной топливный заряд, который к тому времени наполняет камеру сгорания в результате следующей последовательности процессов.An electrical signal is supplied to the fuel valves "G" and oxidizer "O", as well as to the ignition unit of the spark plug. Valves "G" and "O" open, providing access of fuel components to engine elements. The liquid component - fuel enters the collector "G" (11) and then into the tangential channels of the igniter (8) and through the jet nozzles "G" (4) to the inner plane of the circular wedge element (3), spreading over its surface. Gaseous oxidizer from valve “O” enters the main manifold “O” (1), into the collector “O” of the igniter (12) and the collector of the gas curtain at the end of the cylindrical section of the combustion chamber (14). A gaseous oxidizer from the corresponding collector of the igniter device (12) is supplied to the second stage, forming a swirling flow in it and a pressure drop between the axial and peripheral regions. At the same time, liquid fuel in the form of droplets enters from the first stage of the device (8) into this medium, interacts with the gaseous O, providing a gas-liquid mixture through the longitudinal channels to the discharge cavity of the spark plug (7) under the influence of a pressure drop, and ignites when this relevant conditions. Then the torch enters the combustion chamber through the central hole and ignites the main fuel charge, which by that time fills the combustion chamber as a result of the following sequence of processes.
Основной расход жидкого горючего из коллектора подается в струйные форсунки (возможно минимального размера) (4), далее попадает на внутреннюю плоскость кругового клинового элемента (3), растекается по поверхности элемента, при этом толщина образующийся пленки становится практически на порядок (h~20 мкм) меньше, чем диаметр струйных форсунок «Г» и на острой кромке клинового элемента взаимодействует с высокоскоростным потоком газообразного окислителя, поступающего из щелевой форсунки (2). В результате взаимодействия «О» и «Г» образуется мелкодисперсная (d32 ~ 15…20 мкм) газожидкостная смесь, вектор импульса которой направлен к оси камеры двигателя, заполняя приосевую область. За счет этого в двигателе реализовано в окружном направлении и в поперечном сечении камеры примерно равномерное распределение массового соотношения компонентов топлива, что также способствует эффективному процессу горения в камере.The main flow rate of liquid fuel from the collector is fed into jet nozzles (possibly of the smallest size) (4), then it falls onto the inner plane of the circular wedge element (3), spreads over the surface of the element, and the thickness of the resulting film becomes almost an order of magnitude (h ~ 20 μm ) is smaller than the diameter of the jet nozzles “G” and on the sharp edge of the wedge element interacts with a high-speed flow of a gaseous oxidizer coming from the slot nozzle (2). As a result of the interaction of "O" and "G", a finely dispersed (d 32 ~ 15 ... 20 μm) gas-liquid mixture is formed, the pulse vector of which is directed to the axis of the engine chamber, filling the axial region. Due to this, an approximately uniform distribution of the mass ratio of the fuel components is realized in the circumferential section and in the chamber in the engine, which also contributes to the efficient combustion process in the chamber.
Организация в двигателе двухуровневой газовой завесы газообразного окислителя, одна из которых расположена за смесительной головкой, а вторая - в конце цилиндрического участка камеры сгорания способствуют обеспечению допустимого теплового состояния конструкции двигателя с применением жаропрочных материалов с высокотемпературным оксидным покрытием.The organization in the engine of a two-level gas curtain of a gaseous oxidizer, one of which is located behind the mixing head, and the second at the end of the cylindrical section of the combustion chamber contribute to ensuring the permissible thermal state of the engine structure using heat-resistant materials with a high-temperature oxide coating.
При этом, в завесу за смесительной головкой двигателя предполагается подача 10…12% окислителя от его суммарного расхода на цели стабилизации теплового состояния огневого днища и прилегающих к головке стенок камеры сгорания, а в завесу в конце цилиндрического участка камеры сгорания необходима подача 20…25% от общего расхода окислителя для организации теплового состояния конфузорной части камеры, области минимального сечения сопла, а также начальной части сверхзвукового сопла, где уровень температуры продуктов сгорания достаточно высокий. Значения относительных расходов газообразного компонента в завесы двигателя основаны на опыте отработки РДМТ подобного типа и размерности.At the same time, it is assumed that 10 ... 12% of the oxidizing agent from its total consumption is supplied to the curtain behind the mixing head of the engine to stabilize the thermal state of the fire bottom and the walls of the combustion chamber adjacent to the head, and 20 ... 25% must be supplied to the curtain at the end of the cylindrical section of the combustion chamber from the total oxidizer consumption for organizing the thermal state of the confuser part of the chamber, the region of the minimum nozzle section, as well as the initial part of the supersonic nozzle, where the temperature level of the combustion products is quite high. The relative costs of the gaseous component in the engine curtains are based on the experience of working out RDMTs of a similar type and dimension.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019118158A RU2724069C1 (en) | 2019-06-11 | 2019-06-11 | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019118158A RU2724069C1 (en) | 2019-06-11 | 2019-06-11 | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2724069C1 true RU2724069C1 (en) | 2020-06-19 |
Family
ID=71096172
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019118158A RU2724069C1 (en) | 2019-06-11 | 2019-06-11 | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2724069C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112177801A (en) * | 2020-08-31 | 2021-01-05 | 西北工业大学 | Hydrogen peroxide/kerosene rocket engine thrust chamber based on third fluid |
| CN114893324A (en) * | 2022-06-08 | 2022-08-12 | 西北工业大学 | Double-component fuel injector for realizing two-phase rotary detonation initiation |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5456065A (en) * | 1993-02-19 | 1995-10-10 | Daimler-Benz Aerospace Ag | Injection element of coaxial design for rocket combustion chambers |
| RU2217619C2 (en) * | 2000-06-22 | 2003-11-27 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Chamber of liquid-propellant low-thrust rocket engine |
| RU2386846C2 (en) * | 2007-11-14 | 2010-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust rocket engine |
| RU2572261C2 (en) * | 2013-05-30 | 2016-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber |
-
2019
- 2019-06-11 RU RU2019118158A patent/RU2724069C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5456065A (en) * | 1993-02-19 | 1995-10-10 | Daimler-Benz Aerospace Ag | Injection element of coaxial design for rocket combustion chambers |
| RU2217619C2 (en) * | 2000-06-22 | 2003-11-27 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Chamber of liquid-propellant low-thrust rocket engine |
| RU2386846C2 (en) * | 2007-11-14 | 2010-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust rocket engine |
| RU2572261C2 (en) * | 2013-05-30 | 2016-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112177801A (en) * | 2020-08-31 | 2021-01-05 | 西北工业大学 | Hydrogen peroxide/kerosene rocket engine thrust chamber based on third fluid |
| CN112177801B (en) * | 2020-08-31 | 2021-12-24 | 西北工业大学 | Hydrogen peroxide/kerosene rocket engine thrust chamber based on third fluid |
| CN114893324A (en) * | 2022-06-08 | 2022-08-12 | 西北工业大学 | Double-component fuel injector for realizing two-phase rotary detonation initiation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US2601000A (en) | Combustor for thermal power plants having toroidal flow path in primary mixing zone | |
| RU2386846C2 (en) | Low-thrust rocket engine | |
| RU2724069C1 (en) | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant | |
| WO2016060581A1 (en) | Device and method for organizing the operating process of a jet engine | |
| US2929208A (en) | Propellant injection head for jet propulsion system | |
| US4785746A (en) | Carbonaceous slurry combustor | |
| US4373896A (en) | Burner construction | |
| US2763987A (en) | Propellant supply systems for jet reaction motors | |
| US4374637A (en) | Burner construction | |
| RU2494311C1 (en) | Industrial wastes combustion method | |
| RU2041375C1 (en) | Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine | |
| US2715813A (en) | Fuel injector and flame holder | |
| RU2192555C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
| CN113309635B (en) | Multi-start igniter and method for solid-liquid mixed engine | |
| RU2397355C2 (en) | Method of operating low-thrust rocket engine | |
| RU2448268C1 (en) | Chamber of low-thrust rocket engine running on two-component anergolic gas fuel | |
| KR102220991B1 (en) | Pilot burner for large size burner | |
| RU2490491C1 (en) | Device for pulse ignition of combustible mixture | |
| US4425854A (en) | Micronized coal burner facility | |
| Ryazanov et al. | Peculiarities of mixture formation and ignition of the fuel mixture in the metal sprayer chamber | |
| RU2623610C1 (en) | Hydrogen-oxygen low thrust engine | |
| RU2626189C1 (en) | Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal and spray nozzles | |
| RU2084767C1 (en) | Ignition device | |
| RU2288370C2 (en) | Chamber of liquid-propellant thruster | |
| CN220453713U (en) | Powder spraying mechanism and rotary detonation engine |