RU2727736C1 - Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги - Google Patents
Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги Download PDFInfo
- Publication number
- RU2727736C1 RU2727736C1 RU2019111782A RU2019111782A RU2727736C1 RU 2727736 C1 RU2727736 C1 RU 2727736C1 RU 2019111782 A RU2019111782 A RU 2019111782A RU 2019111782 A RU2019111782 A RU 2019111782A RU 2727736 C1 RU2727736 C1 RU 2727736C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- centrifugal
- chamber
- zone
- combustion chamber
- 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
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
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания, сопло и смесительную головку, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, с соответствующими коллекторами компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы сопел наружной и внутренней центробежных форсунок. Согласно изобретению газовая полость внутренней центробежной форсунки заполнена цилиндрическим вкладышем с наружным диаметром, равным диаметру газового вихря в зоне входных тангенциальных каналов центробежной форсунки до зоны гидравлического прыжка. Изобретение обеспечивает повышение устойчивости рабочего процесса и равномерность распределения температуры на стенке камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя.
Известна камера жидкостного ракетного двигателя, состоящая из камеры сгорания, сопла, смесительной головки с двухкомпонентной центробежной форсункой с коллекторами на входе в тангенциальные каналы наружной и внутренней центробежных форсунок (п. РФ №54102, МПК F02K 9/52, F02K 9/62).
В известной камере в процессе движения компонентов топлива после их выхода из сопел центробежных и струйных форсунок реализуются цикл их взаимодействия в жидкой, парогазовой фазах и химических реакций, в результате которых происходят циркуляционные процессы в камере сгорания. При определенных условиях работы (например, снижение давления на входе в двигатель), часть фракций взаимодействия топлива с избытком компонента истекающего из наружной форсунки попадает в зону газового вихря сопла внутренней центробежной форсунки. При этом происходит активное взаимодействие этих фракций с движущейся пеленой второго компонента рабочего тела в сопле внутренней центробежной форсунки. В результате взаимодействия компонентов топлива возникают активные химические реакции и, как следствие, резкое повышение давления в сопле внутренней центробежной форсунки. Продукты химических реакций в сопле внутренней центробежной форсунки с высокой скоростью истекают в камеру сгорания, вызывая в ней кратковременный скачок давления. При этом в зону газового вихря внутренней форсунки поступает свежая порция продуктов фракций с избытком компонента истекающего из наружной форсунки с последующим активным взаимодействием с движущейся пеленой внутренней центробежной форсунки. Цикл повторяется, что являются источником пульсаций в камере сгорания. Рабочий процесс в камере сгорания становится неустойчивым пульсирующим, что приводит к резкому снижению всех характеристик камеры и двигателя в целом, в том числе снижается удельный импульс тяги двигателя и повышается температура стенки камеры сгорания до недопустимых величин.
В предлагаемом устройстве ставится задача устранить этот недостаток и тем самым расширить границы работоспособности двигателя.
В известной камере жидкостного ракетного двигателя, содержащей камеру сгорания, сопло и смесительную головку, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, с соответствующими коллекторами компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы сопел наружной и внутренней центробежных форсунок, согласно изобретению для исключения пульсаций давления в камере сгорания газовая полость сопла внутренней центробежной форсунки заполнена цилиндрическим вкладышем имеющим радиус равный радиусу газового вихря rmk в зоне входных тангенциальных каналов центробежной форсунки до начала зоны гидравлического прыжка.
Для исключения перегрева цилиндрического вкладыша обратными токами продуктов сгорания, в нем может быть выполнена дополнительная форсунка.
Такое решение позволяет исключить недопустимые колебания давления в камере сгорания и, как следствие, расширить работоспособность двигателя в значительно более широком диапазоне входных условий, что является крайне важным для реактивных двигателей различного назначения.
Дополнительным преимуществом предлагаемого решения является то, что переход вращательного движения жидкости в движение с осевой и тангенциальной составляющими скорости в цилиндрическом сопле после гидравлического прыжка (Дитякин Ю.Ф., Клячко Л.А., Новиков Б.В., Ягодкин В.И., Распыливание жидкостей. М.,"Машиностроение" 1977, с. 53, 54) приводит к увеличению радиуса газового вихря до расчетной величины. Таким образом, установка цилиндрического вкладыша радиусом rmk позволяет реализовать минимальный зазор между радиусом цилиндрического вкладыша и радиусом газового вихря, внутренней центробежной форсунки, обеспечивающий свободное течение жидкости в цилиндрическом сопле внутренней центробежной форсунки и расчетные параметры факела распыла с высокой эффективностью при минимальных перепадах на смесительных элементах, что также важно для жидкостных ракетных двигателей, где требуется высокая эффективность двигателя при минимальных давлениях на входе в двигатель.
Это решение повышает устойчивость рабочего процесса и равномерность распределения температуры на стенке камеры сгорания, что позволяет повысить допустимую температуру стенки камеры сгорания, а значит повысить энергетические характеристики и стабильность работы камеры и двигателя в целом.
Предлагаемое устройство поясняется чертежами. На фиг. 1 приведен общий вид камеры, на фиг. 2 приведена схема двухкомпонентной форсунки с цилиндрическим вкладышем.
Камера 1 состоит из камеры сгорания 2, сопла 3, смесительной головки 4, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой 5 с коллекторами 6 и 7 компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы 8 и 9, наружной центробежной форсунки 10 с периферийно расположенными струйными форсунками 11, и внутренней центробежной форсунки 12.
Согласно предлагаемому решению в сопле 13 внутренней центробежной форсунки установлен цилиндрический вкладыш 14 радиусом rвкл равным радиусу газового вихря rmк в зоне входных тангенциальных каналов до гидравлического прыжка 15. При переходе вращательного движения жидкости в движение с осевой и тангенциальной составляющими между пеленой движущейся жидкости и цилиндрическим вкладышем образуется газовый зазор 16 обеспечивающий свободное расчетное движение пелены 17 и распыл на выходе из сопла форсунки.
Для защиты вкладыша от перегрева в нем может быть выполнена дополнительная форсунка 18.
Каналы 19 и 20 в смесительной головке 4 предназначены для подачи компонентов топлива к коллекторам 6 и 7 соответственно.
Предлагаемое устройство работает следующим образом. При подаче команды на запуск компоненты топлива по каналам 19 и 20 поступают в коллектор 6 наружной и 7 внутренней форсунок. Далее из коллектора в наружной форсунке часть топлива поступает в струйные форсунки 11 и истекает в камеру сгорания. Вторая часть топлива поступает через тангенциальные каналы 8, наружной форсунки 10 обеспечивая необходимый расход через сопло форсунки и, как следствие, распыл компонента топлива.
Второй компонент из коллектора 7 поступает через тангенциальные каналы 9 в сопло 13 внутренней центробежной форсунки. В зоне тангенциальных каналов 9 топливо до гидравлического прыжка приобретает вращательное движение, образуя газовый вихрь радиусом rmк, который заполнен цилиндрическим вкладышем радиусом rвкл=rmк газового вихря. При дальнейшем движении топлива вращательное движение в зоне гидравлического прыжка 15 приобретает осевую и тангенциальную составляющие. При этом образуется газовый зазор 16 между движущейся в сопле пеленой 17 топлива и наружной поверхностью цилиндрического вкладыша, обеспечивающий свободное расчетное движение пелены и распыл топлива в камере сгорания.
Реализация изобретения исключает поступление отдельных фракций топлива с избытком компонента топлива наружной центробежной и струйных форсунок в газовую зону внутренней центробежной форсунки и тем самым гарантированно обеспечивает устойчивость рабочего процесса в камере и повышенную экономичность двигателя в широком диапазоне входных условий (давление на входе в двигатель, разность давлений окислителя и горючего на входе в двигатель, температуры компонентов топлива, разности температур компонентов топлива и другие факторы).
Дополнительным положительным фактором является то, что реализация устойчивого рабочего процесса позволяет повысить допустимую температуру рабочего процесса в зоне стенки камеры сгорания и тем самым повысить экономичность двигателя и двигательной установки в целом за счет повышения удельного импульса тяги. Форсунка 18 исключает перегрев вкладыша 14 и дополнительно повышает устойчивость процесса горения.
Claims (2)
1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая камеру сгорания, сопло и смесительную головку, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, с соответствующими коллекторами компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы сопел наружной и внутренней центробежных форсунок, отличающаяся тем, что газовая полость внутренней центробежной форсунки заполнена цилиндрическим вкладышем с наружным диаметром, равным диаметру газового вихря в зоне входных тангенциальных каналов центробежной форсунки до зоны гидравлического прыжка.
2. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги по п. 1, отличающаяся тем, что в цилиндрическом вкладыше выполнен дополнительный форсуночный элемент.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019111782A RU2727736C1 (ru) | 2019-04-18 | 2019-04-18 | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019111782A RU2727736C1 (ru) | 2019-04-18 | 2019-04-18 | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2727736C1 true RU2727736C1 (ru) | 2020-07-23 |
Family
ID=71741355
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019111782A RU2727736C1 (ru) | 2019-04-18 | 2019-04-18 | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2727736C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2667740A (en) * | 1950-06-06 | 1954-02-02 | Daniel And Florence Guggenheim | Means for supplying and cooling rocket type combustion chambers |
US4081136A (en) * | 1977-01-21 | 1978-03-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Dual manifold high performance throttleable injector |
RU54102U1 (ru) * | 2005-05-26 | 2006-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения (ФГУП НИИМаш) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2465482C2 (ru) * | 2010-06-28 | 2012-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2532640C2 (ru) * | 2010-11-17 | 2014-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
-
2019
- 2019-04-18 RU RU2019111782A patent/RU2727736C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2667740A (en) * | 1950-06-06 | 1954-02-02 | Daniel And Florence Guggenheim | Means for supplying and cooling rocket type combustion chambers |
US4081136A (en) * | 1977-01-21 | 1978-03-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Dual manifold high performance throttleable injector |
RU54102U1 (ru) * | 2005-05-26 | 2006-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения (ФГУП НИИМаш) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2465482C2 (ru) * | 2010-06-28 | 2012-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2532640C2 (ru) * | 2010-11-17 | 2014-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
SG194622A1 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
US9765969B2 (en) | Counter swirl doublet combustor | |
US6666016B2 (en) | Mixing enhancement using axial flow | |
RU2727736C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2465482C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
US11555471B2 (en) | Thrust chamber device and method for operating a thrust chamber device | |
US11060483B2 (en) | Hybrid rocket engine with improved solid fuel segment | |
US10041444B2 (en) | Variable orifice jet for a turbine engine | |
RU2765592C1 (ru) | Форсунка с форсуночными элементами, расположенными в окружных рядах, которые чередуются между закручиванием против часовой стрелки и закручиванием по часовой стрелке | |
US20210190012A1 (en) | Propulsion device for liquid propellant rocket engine | |
RU2231668C1 (ru) | Форсуночная головка камеры сгорания жрд | |
RU2482320C1 (ru) | Способ подачи компонентов топлива в камеру жидкостного ракетного двигателя | |
RU2726862C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2558489C2 (ru) | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2445497C1 (ru) | Соосно-струйная форсунка | |
RU2724557C1 (ru) | Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации | |
RU2674829C1 (ru) | Газогенератор | |
RU2482317C1 (ru) | Способ подачи компонентов топлива в камеру жидкостного ракетного двигателя | |
RU2821678C1 (ru) | Ракетный двигатель на твердом топливе | |
RU2451200C1 (ru) | Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2685166C2 (ru) | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2445498C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2480606C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2700801C1 (ru) | Щелевая смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2511986C2 (ru) | Гибридный ракетный двигатель |