RU125632U1 - LOW ROCKET MOTOR CAMERA - Google Patents

Abstract

1. Камера ракетного двигателя малой тяги, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, из которых хотя бы один газообразный, содержащая смесительную головку, предкамеру с воспламенительным устройством в виде электроискровой свечи, камеру сгорания, магистрали подвода окислителя и горючего к смесительной головке, форсунки, канал подвода газообразного компонента топлива в предкамеру, отличающаяся тем, что воспламенительное устройство выполнено в виде электроискровой свечи с центральным электродом, расположенным в канале, соединяющем камеру сгорания и предкамеру.2. Камера ракетного двигателя малой тяги по п.1, отличающаяся тем, что острая кромка центрального электрода лежит в одной плоскости с острой кромкой выхода канала, соединяющего камеру сгорания и предкамеру.1. The chamber of a small thrust rocket engine operating on non-combustible fuel components, of which at least one gaseous, containing a mixing head, a pre-chamber with an ignition device in the form of an electric spark plug, a combustion chamber, an oxidizer and fuel supply line to the mixing head, nozzles, and a supply channel the gaseous component of the fuel in the pre-chamber, characterized in that the ignition device is made in the form of an electric spark plug with a central electrode located in the channel, connecting the combustion chamber and the pre-chamber. 2. The small thrust rocket engine chamber according to claim 1, characterized in that the sharp edge of the central electrode lies in the same plane as the sharp exit edge of the channel connecting the combustion chamber and the pre-chamber.

Description

Полезная модель относится к ракетно-космической технике и может быть использована для разработки ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на несамовоспламеняющихся газообразных либо газожидкостных компонентах топлива, с многократным включением РДМТ в земных условиях и в вакууме. Полезная модель может быть использована в авиационной технике, а также различных технологических устройствах и агрегатах, использующих сжигание газообразного или газожидкостного топлива.The utility model relates to rocket and space technology and can be used to develop small thrust rocket engines (RDMT) operating on non-combustible gaseous or gas-liquid fuel components, with multiple inclusion of RDMT in terrestrial conditions and in vacuum. The utility model can be used in aeronautical engineering, as well as various technological devices and units using the combustion of gaseous or gas-liquid fuels.

Известна конструкция жидкостного ракетного двигателя, работающего на несамовоспламеняющемся топливе [1]. Устройство включает камеру сгорания, предкамеру и раздельные линии подачи компонентов топлива в камеру сгорания и предкамеру. Для воспламенения топлива в предкамере установлена электроискровая свеча.A known design of a liquid propellant rocket engine running on non-combustible fuel [1]. The device includes a combustion chamber, a pre-chamber and separate lines for supplying fuel components to a combustion chamber and a pre-chamber. An electric spark plug is installed in the antechamber to ignite the fuel.

Недостатком такого устройства с раздельной подачей компонентов топлива в предкамеру и камеру сгорания РДМТ является сложность обеспечения требуемого соотношения компонентов в предкамере из-за малых расходов этих компонентов. Кроме того, в случае РДМТ на газожидкостных топливах, при многократных включениях вследствие попадания на свечу крупных капель жидкого компонента топлива, свеча загрязняется продуктами неполного сгорания топлива в предкамере. К недостаткам устройства следует также отнести наличие двух магистралей подачи каждого компонента топлива в двигатель.The disadvantage of such a device with a separate supply of fuel components to the pre-chamber and the combustion chamber of the RDMT is the difficulty in ensuring the required ratio of components in the pre-chamber due to the low costs of these components. In addition, in the case of RDMT on gas-liquid fuels, with repeated switching on due to large drops of the liquid component of the fuel falling onto the candle, the candle is contaminated with products of incomplete combustion of fuel in the pre-chamber. The disadvantages of the device should also include the presence of two supply lines for each component of the fuel in the engine.

Известен ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем. РДМТ содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов топлива [2]. Смесительная головка такого РДМТ включает в себя линию подачи окислителя и линию подачи горючего, соединенных в тангенциальных каналах, сообщающихся с полостью закрутки топливной смеси, которая с одой стороны сообщается с камерой сгорания, с другой стороны - через осевой канал с предкамерой, линии подвода горючего и окислителя в тангенциальные каналы снабжены кольцевыми коллекторами с питающими их каналами, причем в линии подачи окислителя кольцевой коллектор снабжен по меньшей мере одним каналом подачи окислителя в предкамеру, а в линии горючего коллектор сообщен с каналами подачи горючего в тангенциальные каналы.Known rocket engine of low thrust, operating on a non-combustible gaseous oxidizer and liquid fuel. RDMT contains a combustion chamber with a nozzle and a mixing head, a pre-chamber with an igniter, pipelines for supplying fuel components [2]. The mixing head of such an RDMT includes an oxidizer supply line and a fuel supply line connected in tangential channels communicating with the swirl cavity of the fuel mixture, which, on one side, communicates with the combustion chamber, on the other hand, through an axial channel with a pre-chamber, a fuel supply line and the oxidizing agent in the tangential channels are equipped with annular collectors with channels supplying them, and in the supply line of the oxidizing agent the annular collector is provided with at least one channel for supplying the oxidizing agent to the prechamber, and and the fuel manifold in communication with the fuel supply channels in the tangential channels.

Недостатком такого устройства является влияние на рабочий процесс в предкамере схемы подачи компонентов топлива в камеру сгорания, что значительно усложняет отработку двигателей.The disadvantage of this device is the effect on the working process in the pre-chamber of the scheme for supplying fuel components to the combustion chamber, which greatly complicates the development of engines.

Кроме того, неконтролируемый расход горючего и низкая полнота его сгорания в предкамере в случае использования в качестве горючего углеводорода (например, керосина), вызовет интенсивное сажеобразование с отложением сажи на стенках предкамеры, на свече и на стенках газового тракта от предкамеры до камеры сгорания, что будет негативно влиять на процессы теплообмена продуктов сгорания со стенками конструкции и даже на геометрию проточной части.In addition, the uncontrolled consumption of fuel and the low completeness of its combustion in the pre-chamber if hydrocarbon (for example, kerosene) is used as fuel, will cause intense soot formation with soot deposited on the walls of the pre-chamber, on the candle and on the walls of the gas path from the pre-chamber to the combustion chamber, which will adversely affect the processes of heat exchange of combustion products with the walls of the structure and even on the geometry of the flow part.

Технической задачей, на решение которой направлена полезная модель, является обеспечение надежного многократного запуска и работы РДМТ на несамовоспламеняющих-ся газообразных либо газожидкостных компонентах топлива, при малых размерах конструкции двигателя.The technical problem, which the utility model is aimed at, is to ensure reliable multiple start-up and operation of the RDMT on non-flammable gaseous or gas-liquid fuel components, with small dimensions of the engine structure.

Для решения этой задачи предлагается устройство - камера ракетного двигателя малой тяги.To solve this problem, a device is proposed - a camera of a small thrust rocket engine.

Камера ракетного двигателя малой тяги содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, представляющим собой электроискровую свечу, магистрали подвода компонентов топлива к смесительной головке. Смесительная головка включает в себя линии подачи горючего и окислителя и форсунки, осуществляющие смешение компонентов топлива в непосредственной близости к смесительной головке и поступление смеси в камеру сгорания. Воспламенительное устройство представляет собой электроискровую свечу с удлиненным центральным высоковольтным электродом, расположенным в газовом тракте, соединяющем камеру сгорания и предкамеру. Предкамера снабжена, по меньшей мере, одним каналом подачи газообразного компонента топлива.The chamber of a thrust rocket engine comprises a combustion chamber with a nozzle and a mixing head, a pre-chamber with an ignition device, which is an electric spark plug, and lines for supplying fuel components to the mixing head. The mixing head includes fuel and oxidizer feed lines and nozzles mixing the fuel components in close proximity to the mixing head and introducing the mixture into the combustion chamber. The igniter is an electric spark plug with an elongated central high-voltage electrode located in the gas path connecting the combustion chamber and the pre-chamber. The prechamber is provided with at least one feed channel for the gaseous component of the fuel.

Для повышения устойчивости электрического разряда острая кромка центрального электрода лежит в одной плоскости с острой кромкой выхода канала, соединяющего камеру сгорания и предкамеру.To increase the stability of the electric discharge, the sharp edge of the central electrode lies in the same plane as the sharp edge of the outlet of the channel connecting the combustion chamber and the pre-chamber.

Технический результат достигается генерацией жгута низкотемпературной плазмы (~800°С) за счет ионизации газообразного компонента топлива, поступающего из предкамеры в основную камеру при прохождении в момент электрического разряда через зазор между удлиненным центральным электродом и каналом, соединяющим основную камеру сгорания с предкамерой. Плазменный жгут, выдуваемый в камеру сгорания, осуществляет воспламенение топливной смеси и запуск РДМТ. В дальнейшем, после запуска РДМТ, происходит снятие электрического напряжения со свечи, и газообразный компонент топлива, поступающий из предкамеры, обдувает свечу, защищая ее от высокотемпературного воздействия продуктов сгорания.The technical result is achieved by generating a low-temperature plasma bundle (~ 800 ° C) due to ionization of the gaseous component of the fuel coming from the prechamber to the main chamber when passing through the gap between the elongated central electrode and the channel connecting the main combustion chamber to the prechamber at the time of electric discharge. The plasma bundle, blown into the combustion chamber, ignites the fuel mixture and starts the RDMT. In the future, after the start of the RDMT, the voltage is removed from the spark plug, and the gaseous component of the fuel coming from the pre-chamber blows the spark plug, protecting it from the high-temperature effect of the combustion products.

Суть полезной модели поясняется представленной на чертеже конструктивной схемой камеры РДМТ.The essence of the utility model is illustrated in the design diagram of the RDMT camera.

Камера РДМТ включает камеру сгорания 1 с соплом 2, смесительную головку 3 с магистралями 4 и 5 подвода окислителя и горючего с коллекторами 6 и 7 подвода компонентов топлива к форсункам окислителя 8 и горючего 9, которые могут быть струйными, центробежными, одно- и двухкомпонентными, в зависимости от применяемых компонентов топлива, уровня тяги и полноты сгорания топлива. Электроискровая свеча 10 выполнена с удлиненным центральным положительным электродом 11, расположенным в канале 12. Газообразный компонент топлива по каналу 13 подводится в предкамеру 14. Канал 12 сообщает предкамеру 14 с полостью камеры сгорания 1. Предкамера 14 предназначена для выравнивания потока газообразного компонента, но она может отсутствовать, а канал 13 может выходить непосредственно в кольцевой канал 12.The RDMT chamber includes a combustion chamber 1 with a nozzle 2, a mixing head 3 with lines 4 and 5 for supplying an oxidizer and fuel with collectors 6 and 7 for supplying fuel components to the nozzles of oxidizer 8 and fuel 9, which can be jet, centrifugal, one- and two-component, depending on the used fuel components, traction level and completeness of fuel combustion. The spark plug 10 is made with an elongated central positive electrode 11 located in the channel 12. The gaseous fuel component is supplied to the pre-chamber 14 through the channel 13. The channel 12 communicates to the pre-chamber 14 with the cavity of the combustion chamber 1. The pre-chamber 14 is designed to equalize the flow of the gaseous component, but it can be absent, and channel 13 can exit directly into the annular channel 12.

При запуске РДМТ включается подача горючего и окислителя по каналам 4 и 5, через коллекторы 6 и 7, топливные форсунки 8 и 9 в камеру сгорания 1 и газообразного компонента топлива по каналу 13 в предкамеру 14 с одновременной подачей электрического напряжения на свечу. Газообразный компонент топлива, подаваемый через канал 13, при прохождении через кольцевой канал 12 в момент электрического разряда ионизируется, образуя жгут низкотемпературной плазмы, который выдувается в камеру сгорания и обеспечивает воспламенение топливной смеси. В дальнейшем, после запуска РДМТ, со свечи 10 снимается электрическое напряжение, и газообразный компонент, проходя через канал 12, защищая свечу от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания, поступает в камеру сгорания, где участвует в процессе горения. Размещение острых кромок электрода 11 в одной плоскости с острыми кромками выходной части канала 12 увеличивает концентрацию заряженных частиц на этих кромках и повышает надежность электроискрового разряда и, следовательно, воспламенения топливной смеси в камере сгорания.When starting the RDMT, the fuel and oxidizer are turned on through channels 4 and 5, through the manifolds 6 and 7, the fuel nozzles 8 and 9 into the combustion chamber 1 and the gaseous component of the fuel through channel 13 into the pre-chamber 14, while the electric voltage is supplied to the spark plug. The gaseous component of the fuel supplied through the channel 13, when passing through the annular channel 12 at the time of electric discharge is ionized, forming a bundle of low-temperature plasma, which is blown into the combustion chamber and provides ignition of the fuel mixture. In the future, after starting the RDMT, the voltage 10 is removed from the candle 10, and the gaseous component, passing through the channel 12, protecting the candle from the effects of high-temperature combustion products, enters the combustion chamber, where it participates in the combustion process. Placing the sharp edges of the electrode 11 in the same plane as the sharp edges of the outlet of the channel 12 increases the concentration of charged particles at these edges and increases the reliability of the electric spark discharge and, therefore, the ignition of the fuel mixture in the combustion chamber.

Заявленное техническое решение дает следующие преимущества по сравнению с прототипом:The claimed technical solution provides the following advantages compared to the prototype:

- существенное уменьшение вероятности попадания на воспламенительное устройство капель жидкого горючего и, соответственно, достижение лучших условий для воспламенения смеси, большей надежности запуска двигателя и повышения живучести свечи.- a significant reduction in the probability of droplets of liquid fuel getting on the igniter and, accordingly, the achievement of better conditions for igniting the mixture, greater reliability of starting the engine and increasing the survivability of the candle.

- упрощение процесса запуска, т.к. не требуется изменение порядка подачи компонентов топлива в процессе запуска двигателя- simplification of the launch process, as no need to change the order of supply of fuel components during engine starting

- снижение массы конструкции двигателя за счет уменьшения количества трубопроводов и клапанов управления подачей топлива в двигатель.- reducing the mass of the engine structure by reducing the number of pipelines and valves for controlling the supply of fuel to the engine.

Источники информации:Information sources:

1. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей/Под редакцией Г.Г.Гахуна. М.: Машиностоение - 1989, стр.77, рис.4.71. Design and engineering of liquid rocket engines / Edited by GG Gahun. M .: Machine condition - 1989, p. 77, fig. 4.7

2. Пат. №2348828, опубл. 10.03.2009 г.2. Pat. No. 2348828, publ. 03/10/2009

Claims (2)

1. Камера ракетного двигателя малой тяги, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, из которых хотя бы один газообразный, содержащая смесительную головку, предкамеру с воспламенительным устройством в виде электроискровой свечи, камеру сгорания, магистрали подвода окислителя и горючего к смесительной головке, форсунки, канал подвода газообразного компонента топлива в предкамеру, отличающаяся тем, что воспламенительное устройство выполнено в виде электроискровой свечи с центральным электродом, расположенным в канале, соединяющем камеру сгорания и предкамеру.1. The chamber of a small thrust rocket engine operating on non-combustible fuel components, of which at least one gaseous, containing a mixing head, a pre-chamber with an ignition device in the form of an electric spark plug, a combustion chamber, an oxidizer and fuel supply line to the mixing head, nozzles, and a supply channel the gaseous component of the fuel in the pre-chamber, characterized in that the ignition device is made in the form of an electric spark plug with a central electrode located in the channel, connecting the combustion chamber and the pre-chamber. 2. Камера ракетного двигателя малой тяги по п.1, отличающаяся тем, что острая кромка центрального электрода лежит в одной плоскости с острой кромкой выхода канала, соединяющего камеру сгорания и предкамеру.

2. The chamber of the thrust rocket engine according to claim 1, characterized in that the sharp edge of the central electrode lies in the same plane as the sharp edge of the outlet of the channel connecting the combustion chamber and the pre-chamber.

Images