RU2445494C1

RU2445494C1 - Liquid-propellant engine chamber

Info

Publication number: RU2445494C1
Application number: RU2011110958/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Викторович Черниченко (RU); Владимир Викторович Черниченко; Геннадий Геннадьевич Воронов (RU); Геннадий Геннадьевич Воронов; Василий Владимирович Романов (RU); Василий Владимирович Романов
Original assignee: Владимир Викторович Черниченко
Priority date: 2011-03-24
Filing date: 2011-03-24
Publication date: 2012-03-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: liquid-propellant engine chamber includes mixing head containing the housing, oxidiser supply unit, fuel supply unit and flame bottom. Coaxial spray injectors include hollow tip attaching the oxidiser cavity to combustion zone, sleeve enclosing the tip with a gap and attaching the fuel cavities to combustion zone. In outlet part of the tip there located are pylons interacting with inner sleeve surface and aligning the tip relative to the sleeve, and located in mixing head along concentric circles and forming central and peripheral zones. Chamber also includes regeneratively cooled combustion chamber with critical section and a nozzle. In pylons of injector tips there made are channels one end of which opens to the tip cavity and the other one - to the combustion chamber cavity; discharge nozzle is installed in the outlet part of hollow tip with the possibility of being replaced.

EFFECT: improving combustion efficiency of fuel components.

2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке смесительных головок и камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of power plants, and in particular to devices for mixing and atomizing fuel components, and can be used in the development of mixing heads and chambers of liquid propellant rocket engines.

Одной из основных проблем при создании устройств для перемешивания и распыливания компонентов топлива является обеспечение предельно возможной полноты сгорания компонентов, что обеспечивается увеличением площади поверхности соприкосновения компонентов и уменьшением характерного поперечного размера струи одного из компонентов. В известных форсунках выполнение указанных условий приводит к значительному усложнению конструкции.One of the main problems in creating devices for mixing and atomizing fuel components is to ensure the maximum possible completeness of combustion of the components, which is achieved by increasing the contact surface area of the components and reducing the characteristic transverse jet size of one of the components. In known nozzles, the fulfillment of these conditions leads to a significant complication of the design.

Известна коаксиальная соосно-струйная форсунка, содержащая наконечник в виде полого цилиндра, соединяющий полость жидкого окислителя с зоной горения (полостью камеры сгорания), втулку с цилиндрической внутренней поверхностью, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость газообразного горючего с зоной горения (В.Е.Алемасов и др. Теория ракетных двигателей. Учебник для студентов машиностроительных специальностей вузов. М., Машиностроение, 1980, рис.18.2, стр.225-226).Known coaxial coaxial-jet nozzle containing a nozzle in the form of a hollow cylinder, connecting the cavity of the liquid oxidizer with the combustion zone (cavity of the combustion chamber), a sleeve with a cylindrical inner surface, covering the tip with a gap and connecting the cavity of the gaseous fuel with the combustion zone (B.E. Alemasov et al. Theory of rocket engines. A textbook for students of engineering specialties of universities. M., Mechanical Engineering, 1980, Fig. 18.2, pp. 225-226).

В данной форсунке окислитель подается в зону горения по осевому каналу внутри наконечника, а горючее - по кольцевому зазору между втулкой и наконечником. На выходе из форсунки струя окислителя имеет форму сплошного конуса, обращенного вершиной к наконечнику форсунки, а струя горючего - форму полого конуса. Контакт горючего и окислителя происходит по поверхности сплошного конуса. Такая схема подачи не обеспечивает качественного распыла компонентов топлива, что приводит к уменьшению коэффициента полноты сгорания топлива и, соответственно, потерям удельного импульса тяги.In this nozzle, the oxidizing agent is fed into the combustion zone along the axial channel inside the tip, and the fuel through the annular gap between the sleeve and the tip. At the outlet of the nozzle, the oxidizer stream has the shape of a continuous cone, with its tip facing the nozzle tip, and the fuel stream has the shape of a hollow cone. The contact of fuel and oxidizer occurs on the surface of a continuous cone. Such a supply scheme does not provide a high-quality atomization of fuel components, which leads to a decrease in the coefficient of completeness of fuel combustion and, consequently, loss of specific impulse of thrust.

Известна соосно-струйная форсунка, содержащая полый наконечник, соединяющий полость одного компонента с полостью камеры сгорания, втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента с полостью камеры сгорания, в которой внутренняя полость втулки выполнена профилированной в виде цилиндрических поверхностей различного диаметра и длины, образующих, по крайней мере, один кольцевой конфузор, при этом выходное сечение наконечника расположено от выходного сечения втулки на расстоянии, равном 0-1,3 внутреннего диаметра наконечника, а в наконечнике, перед кольцевым конфузором, на расстоянии, равном 1-4 диаметра наконечника от выходного сечения втулки, выполнены сквозные каналы, площадь которых меньше площади проходного сечения наконечника (патент РФ №2171427, МПК F02K 9/53, 9/60, F23D 11/10).Known coaxial-jet nozzle containing a hollow tip connecting the cavity of one component with the cavity of the combustion chamber, a sleeve covering the tip with an annular gap and connecting the cavity of the other component with the cavity of the combustion chamber, in which the inner cavity of the sleeve is shaped in the form of cylindrical surfaces of various diameters and length, forming at least one annular confuser, while the output section of the tip is located from the output section of the sleeve at a distance of 0-1.3 internal the initial diameter of the tip, and in the tip, in front of the annular confuser, at a distance equal to 1-4 diameter of the tip from the output section of the sleeve, through channels are made, the area of which is less than the area of the passage section of the tip (RF patent No. 2171427, IPC F02K 9/53, 9 / 60, F23D 11/10).

В указанной форсунке горючее из полости горючего по кольцевому каналу между наконечником и втулкой подается в камеру сгорания. В месте расположения каналов, перед кольцевым конфузором, горючее разделяется на две части. Одна часть горючего поступает в полость камеры сгорания, проходя через конфузор и кольцевой канал, образованные наконечником и втулкой. Вторая часть горючего поступает в каналы наконечника. Так как давление горючего перед каналами больше давления окислителя внутри наконечника, горючее поступает по каналам в канал окислителя. Такая подача горючего создает дополнительное сопротивление для струи жидкого окислителя. Величина этого сопротивления зависит от расхода горючего, поступающего в камеру сгорания, соотношения компонентов в форсунке, т.е. от расхода горючего, поступающего в радиальные каналы, а следовательно, режима работы. При этом перепад давления на форсунках изменяется не квадратично, а с показателем степени в интервале от 2 до 1 (т.е. между квадратичной и линейной зависимостями), причем более линейно при больших значениях величины соотношения компонентов в камере сгорания.In said nozzle, fuel from the fuel cavity is fed into the combustion chamber through an annular channel between the tip and the sleeve. At the location of the channels, in front of the annular confuser, the fuel is divided into two parts. One part of the fuel enters the cavity of the combustion chamber, passing through the confuser and the annular channel formed by the tip and the sleeve. The second part of the fuel enters the channels of the tip. Since the pressure of the fuel in front of the channels is greater than the pressure of the oxidizing agent inside the tip, the fuel enters through the channels into the channel of the oxidizing agent. This fuel supply creates additional resistance to the jet of liquid oxidizer. The value of this resistance depends on the fuel flow entering the combustion chamber, the ratio of components in the nozzle, i.e. from the fuel consumption entering the radial channels, and therefore, the operating mode. In this case, the pressure drop across the nozzles does not change quadratically, but with an exponent in the range from 2 to 1 (i.e., between quadratic and linear dependencies), more linearly with large values of the ratio of components in the combustion chamber.

Струи горючего, поступающего по каналам внутрь наконечника, деформируют сплошную струю окислителя, придавая ей на выходе из наконечника форму звезды с несколькими радиальными лучами, по числу каналов.The jets of fuel coming through the channels into the tip deform a continuous stream of oxidizer, giving it a star shape with several radial rays at the outlet of the tip, according to the number of channels.

Предложенная конструкция форсунки позволяет обеспечить дополнительное сопротивление для компонентов топлива за счет дополнительного взаимодействия кольцевой струи горючего с распадающейся струей окислителя внутри втулки, начиная с места выхода струи окислителя из наконечника и до выхода обоих компонентов из втулки.The proposed nozzle design allows for additional resistance for the fuel components due to the additional interaction of the annular jet of fuel with a decaying oxidizer stream inside the sleeve, starting from the point where the oxidizer stream exits the tip and both components exit the sleeve.

Основными недостатками данной форсунки является то, что струи горючего перекрывают проходное сечение наконечника окислителя, происходит нерасчетное дробление струи на капли достаточно большого диаметра, что в конечном итоге приводит к потерям экономичности. Кроме этого данная форсунка может быть использована только для определенного типа двигателей, что ограничивает возможность ее применения.The main disadvantages of this nozzle are that the fuel jets overlap the passage section of the oxidizer tip, an off-design fragmentation of the jet into droplets of a sufficiently large diameter occurs, which ultimately leads to a loss in efficiency. In addition, this nozzle can be used only for a certain type of engine, which limits the possibility of its use.

Известна камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи водорода, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, цилиндрическую часть камеры с критическим сечением, сопло (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., Машиностроение, 1989 г., 420 стр. Камера ЖРД SSME, стр.122-123 - прототип).A known chamber of a liquid-propellant rocket engine comprising a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a hydrogen supply unit, a firing plate, coaxial coaxial-jet nozzles including a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip and connecting the cavity with a gap fuel with a combustion zone located in the mixing head along concentric circles and forming the central and peripheral zones, the cylindrical part of the chamber with a critical section, o (Gahun GG et al Construction and design of liquid rocket engines M., Mechanical Engineering, 1989, at page 420 LRE chamber SSME, str.122-123 -... prototype).

Указанная камера работает следующим образом.The specified camera operates as follows.

Окислитель из полости блока подачи окислителя смесительной головки по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования. Горючее из полости блока охлаждения огневого днища подается в камеру сгорания. Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания. В камере сгорания компоненты перешиваются, воспламеняются и сгорают.The oxidizing agent from the cavity of the oxidizer supply unit of the mixing head through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber for further use. Fuel from the cavity of the firing base cooling unit is supplied to the combustion chamber. The generator gas from the cavity of the generator gas block through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber. In the combustion chamber, the components are altered, ignited and burned.

Основными недостатками данной камеры является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования.The main disadvantages of this camera is the insufficiently high value of the completeness of the working process, due to the imperfection of the adopted mixture formation system.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание камеры ЖРД, конструкция которой позволит повысить полноту сгорания компонентов топлива путем придания выходной части струи окислителя формы профилированного поперечного сечения без ярко выраженной центральной части.The objective of the invention is to remedy these disadvantages and create a rocket engine, the design of which will increase the completeness of combustion of the fuel components by giving the output part of the oxidizer stream a shaped cross-section without a pronounced central part.

Поставленная задача достигается тем, что в предложенной камере жидкостного ракетного двигателя, содержащей смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полости горючего с зоной горения, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, согласно изобретению в пилонах наконечников форсунок выполнены каналы, один конец которых открывается в полость наконечника, а другой - в полость камеры сгорания.The problem is achieved in that in the proposed chamber of a liquid-propellant rocket engine containing a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, a fire bottom, coaxial coaxial-jet nozzles including a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve, covering the tip with a gap and connecting the fuel cavities with the combustion zone, while in the output part of the tip there are made pylons interacting with the inner surface of the sleeve and centering the tip relative to the sleeve, located in concentric circles in the mixing head and forming the central and peripheral zones, a regeneratively cooled combustion chamber with a critical section and a nozzle, according to the invention, channels are made in the nozzle tips pylons, one end of which opens into the tip cavity and the other into the cavity combustion chambers.

В варианте исполнения в выходной части полого наконечника установлен с возможностью замены жиклер.In an embodiment, a nozzle is installed in the outlet part of the hollow tip.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан продольный разрез предложенной камеры, на фиг.2 - продольный разрез соосно-струйной форсунки, на фиг.3 - выносной элемент.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows a longitudinal section of the proposed camera, figure 2 is a longitudinal section of a coaxial-jet nozzle, figure 3 is a remote element.

Соосно-струйная форсунка содержит корпус 1 с полым наконечником 2, соединяющим полость 3 одного компонента топлива-окислителя с зоной горения компонентов топлива 4, расположенной на некотором расстоянии от среза форсунки, преимущественно, камерой сгорания, втулку 5, охватывающую с зазором 6 полый наконечник 2 и соединяющую полость 7 другого компонента топлива-горючего с зоной горения 4. В выходной части наконечника 2 выполнены пилоны 8, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки 5 и центрирующие наконечник 2 относительно втулки 5. В пилонах 8 выполнены каналы 9, один конец 10 которых открывается в полость наконечника 2, а другой 11 - в зону горения 4 через зазор 6.The coaxial-jet nozzle comprises a housing 1 with a hollow tip 2 connecting the cavity 3 of one component of the oxidizing fuel with the combustion zone of the fuel components 4 located at some distance from the nozzle exit, mainly by the combustion chamber, the sleeve 5, covering the hollow tip 2 with a gap 6 and connecting the cavity 7 of the other component of the fuel-fuel with the combustion zone 4. In the output part of the tip 2 are made pylons 8, interacting with the inner surface of the sleeve 5 and centering the tip 2 relative to the sleeve 5. In pi onah 8 are channels 9, one end 10 of which opens into the tip cavity 2 and the other 11 - the combustion zone 4 through the gap 6.

В выходной части наконечника 2 выполнено сужение канала 12.In the output part of the tip 2, the narrowing of the channel 12 is made.

В варианте исполнения в выходной части полого наконечника 2 установлен с возможностью замены жиклер 13.In an embodiment, the nozzle 13 is installed with the possibility of replacement in the output part of the hollow tip 2.

Форсунки установлены в блоках окислителя 14 и горючего 15 смесительной головки 16 по концентрическим окружностям.The nozzles are installed in the oxidizer blocks 14 and the fuel 15 of the mixing head 16 along concentric circles.

Камера также содержит профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть 17 с критическим сечением 18 и соплом 19.The chamber also contains a profiled regeneratively cooled cylindrical part 17 with a critical section 18 and a nozzle 19.

Предложенная камера жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.The proposed chamber of a liquid propellant rocket engine operates as follows.

Окислитель из полости окислителя по осевому каналу внутри наконечника 2 подается в зону горения 4. В выходной части наконечника 2, в районе пилонов 8, поток окислителя разделяется на две части. Одна часть поступает из выходной части наконечника 2 в зону горения, а другая, за счет местного сопротивления, вызванного уменьшением площади проходного сечения наконечника 2, в каналы 9. Из каналов 9 окислитель также поступает в зону горения 4. При такой подаче струя окислителя поступает в зону горения в виде сплошной центральной струи, окруженной со всех сторон струями меньшего диаметра, по числу пилонов.The oxidizer from the cavity of the oxidizer through the axial channel inside the tip 2 is fed into the combustion zone 4. In the output part of the tip 2, in the region of the pylons 8, the oxidizer stream is divided into two parts. One part comes from the output part of the tip 2 to the combustion zone, and the other, due to local resistance caused by a decrease in the passage area of the tip 2, to the channels 9. From the channels 9, the oxidizer also enters the combustion zone 4. With this supply, the oxidizer stream enters the combustion zone in the form of a continuous central jet surrounded on all sides by jets of smaller diameter, according to the number of pylons.

Горючее из полости горючего по зазору 6 между наконечником 2 и втулкой 5 подается в зону горения. В районе пилонов 8 к горючему подмешивается часть расхода окислителя, поступающая из выходных частей 11 каналов 9, и в зону горения поступает уже частично подготовленная смесь, что позволяет улучшить условия смесеобразования.Fuel from the fuel cavity through the gap 6 between the tip 2 and the sleeve 5 is fed into the combustion zone. In the region of pylons 8, part of the oxidizer flow rate mixed with the fuel coming from the outlet parts 11 of the channels 9 is mixed with the fuel, and a partially prepared mixture enters the combustion zone, which makes it possible to improve the conditions of mixture formation.

Такая подача позволяет уменьшить диаметр сплошной основной струи, т.к. часть расхода отбирается на каналы 9, и увеличить периметр контакта компонентов и степень перемешивания компонентов, т.к. в этом случае контакт горючего и окислителя будет происходить не только по поверхности сплошной основной струи, но и по поверхностям дополнительных струй, истекающих из каналов 11 пилонов 8.Such a feed makes it possible to reduce the diameter of the continuous main stream, since part of the flow rate is taken to channels 9, and increase the perimeter of the contact of the components and the degree of mixing of the components, because in this case, the contact of the fuel and the oxidizing agent will occur not only along the surface of the continuous main jet, but also along the surfaces of the additional jets flowing from the channels of the 11 pylons 8.

Полученные продукты сгорания компонентов топлива движутся в цилиндрической части 17 камеры от смесительной головки к критическому сечению 18, и далее - к срезу сопла 19.The resulting combustion products of the fuel components move in the cylindrical part 17 of the chamber from the mixing head to the critical section 18, and then to the nozzle exit 19.

Использование предложенного технического решения позволит улучшить условия смесеобразования и повысить удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.Using the proposed technical solution will improve the conditions of mixture formation and increase the specific thrust of the liquid propellant rocket engine.

Claims

1. The chamber of a liquid-propellant rocket engine comprising a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, a firing plate, coaxial coaxial-jet nozzles including a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip and connecting with a gap the fuel cavity with the combustion zone, while in the output part of the tip made pylons that interact with the inner surface of the sleeve and centering the tip relative to the sleeve, located in the mix a circular head along concentric circles and forming a central and peripheral zone, a regeneratively cooled combustion chamber with a critical section and a nozzle, characterized in that in the pylons of the nozzle tips there are channels made, one end of which opens into the nozzle cavity and the other into the combustion chamber cavity.

2. The chamber of a liquid-propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that the nozzle is replaceable in the output part of the hollow tip.