RU2204731C2 - Chamber of liquid-propellant rocket engine - Google Patents

Abstract

FIELD: rocketry. SUBSTANCE: proposed chamber of liquid-propellant rocket engine contains combustion chamber, injector assembly with valves, propellant components delivery channels and manifolds with spray nozzles. Propellant components delivery channels are made in valves, with propellant manifolds being fitted at their outlet. Axes of spray nozzles of propellant manifolds intersect ring groove made on wall of combustion chamber. EFFECT: improved dynamic characteristics of engine, facilitated modification of engine. 2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области тепловых двигателей на химическом топливе, а более конкретно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) многократного включения, преимущественно малой тяги (ЖРДМТ). The invention relates to the field of heat engines using chemical fuel, and more specifically to liquid rocket engines (LRE) multiple inclusion, mainly low thrust (LRE).

Известно устройство - пульсирующий ракетный двигатель [1], имеющий клапаны горючего и окислителя, расположенные на некотором расстоянии от форсуночной головки для обеспечения тепловой защиты. Трубопроводы топливных линий между клапанами и форсуночной головкой имеют малый диаметр и толщину стенок для максимального увеличения излучения и сведения к минимуму тепловых потоков в сторону клапанов. A device is known - a pulsating rocket engine [1], which has fuel and oxidizer valves located at some distance from the nozzle head to provide thermal protection. The pipelines of the fuel lines between the valves and the nozzle head have a small diameter and wall thickness to maximize radiation and minimize heat fluxes towards the valves.

Недостатком устройства является наличие значительных заклапанных объемов из-за того, что каждый элемент форсунки соединен отдельным трубопроводом с клапаном подачи компонента топлива. The disadvantage of this device is the presence of significant valve volumes due to the fact that each nozzle element is connected by a separate pipe to the fuel component supply valve.

Известна камера ЖРД многократного включения, содержащая камеру сгорания с соплом и смесительную головку с форсуночными элементами с заклапанными полостями и магистралями подачи компонентов топлива с клапанами подачи, в которой заклапанные полости сообщены каналами с отдельными замкнутыми полостями, расположенными в стенке камеры сгорания или сопла [2]. Known multiple rocket engine chamber containing a combustion chamber with a nozzle and a mixing head with nozzle elements with valve cavities and fuel component supply lines with supply valves, in which the valve cavities are communicated by channels with separate closed cavities located in the wall of the combustion chamber or nozzle [2] .

В такой конструкции, за счет опорожнения заклапанных полостей, сохраняются стабильными динамические характеристики при запуске двигателя. Однако, за счет больших заклапанных объемов, происходят нерациональные потери компонентов топлива при включении и выключении двигателя и растягивается время выхода на режим номинальной тяги и время перехода в режим "молчания". In this design, due to the emptying of the valve cavities, the dynamic characteristics are maintained stable when the engine is started. However, due to the large valve volumes, irrational losses of fuel components occur when the engine is turned on and off, and the time to reach the nominal thrust mode and the time to switch to silent mode are extended.

Для исключения указанных недостатков в известной камере жидкостного ракетного двигателя, содержащей камеру сгорания, смесительную головку с клапанами подачи компонентов и каналами подачи компонентов топлива к коллекторам со струйными форсунками предлагается каналы подачи компонентов топлива совместить с выходными каналами клапанов и следом за ними установить коллекторы. В коллекторах предлагается выполнить струйные форсунки, оси которых направить в кольцевую канавку на стенке камеры сгорания. To eliminate these drawbacks in the known chamber of a liquid propellant rocket engine containing a combustion chamber, a mixing head with components supply valves and fuel component supply channels to the manifolds with jet nozzles, it is proposed to combine the fuel component supply channels with the output channels of the valves and install collectors after them. In the collectors, it is proposed to perform jet nozzles, the axes of which are directed into the annular groove on the wall of the combustion chamber.

Целесообразно точки пересечения осей струйных форсунок разноименных компонентов с кольцевой канавкой чередовать по окружности. It is advisable to alternate the intersection points of the axes of the jet nozzles of the opposite components with the annular groove around the circumference.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами. На фиг.1 приведена камера ЖРД в разрезе, на фиг.2 показана схема распределения компонентов топлива по сечению камеры сгорания. The invention is illustrated by drawings. Figure 1 shows the LRE chamber in section, figure 2 shows a distribution diagram of the components of the fuel over the cross section of the combustion chamber.

Камера ЖРД состоит из смесительной головки 1, к которой присоединена камера сгорания 2 и клапаны 3 и 4. В полостях 5 и 6 расположены соответственно якоря 7 и 8 с уплотнителями 9 и 10. Полости 5 и 6 соединены каналами 11 и 12 подачи компонентов топлива с топливными коллекторами 13 и 14, образованными блоками форсунок 15 и 16 со струйными форсунками 17 и 18 соответственно. В камере сгорания 2 выполнена кольцевая канавка 19, поверхность которой пересекают оси струйных форсунок 17 и 18, причем точки пересечения осями форсунок разноименных компонентов поверхности кольцевой канавки чередуются по окружности. The LRE chamber consists of a mixing head 1, to which a combustion chamber 2 and valves 3 and 4 are connected. In cavities 5 and 6, anchors 7 and 8 with seals 9 and 10 are located respectively. Cavities 5 and 6 are connected by channels 11 and 12 for supplying fuel components to fuel collectors 13 and 14 formed by nozzle blocks 15 and 16 with jet nozzles 17 and 18, respectively. In the combustion chamber 2, an annular groove 19 is made, the surface of which intersects the axes of the jet nozzles 17 and 18, and the points of intersection of the axes of the nozzles of the opposite components of the surface of the annular groove alternate in a circle.

Камера ЖРД работает следующим образом. The LRE camera works as follows.

После подачи команды и срабатывания приводов клапанов 3 и 4 якоря 7 и 8 с уплотнениями 9 и 10, перемещаясь в полостях 5 и 6, открывают доступ компонентов топлива в каналы 11 и 12, на выходе которых расположены коллекторы 13 и 14, образованные блоками форсунок 15 и 16. After giving the command and actuating the valve actuators 3 and 4, the anchors 7 and 8 with seals 9 and 10, moving in the cavities 5 and 6, open the access of the fuel components to the channels 11 and 12, at the output of which the manifolds 13 and 14 formed by the nozzle blocks 15 are located and 16.

Компоненты топлива (окислитель и горючее) из топливных коллекторов 13 и 14 через струйные форсунки 17 и 18, пересекая объем камеры сгорания 2, поступают в кольцевую канавку 19, выполненную на стенке камеры сгорания. Струи компонентов топлива, растекаясь по поверхности канавки, меняют направление движения, и в виде пелен и мелких брызг с одного уровня (уровня канавки) поступают вновь в объем камеры сгорания, где перемешиваются, воспламеняются и горят. The fuel components (oxidizer and fuel) from the fuel manifolds 13 and 14 through the jet nozzles 17 and 18, intersecting the volume of the combustion chamber 2, enter the annular groove 19 made on the wall of the combustion chamber. The jets of fuel components spreading over the surface of the groove change direction of movement, and in the form of swaddles and small splashes from one level (level of the groove) enter the volume of the combustion chamber again, where they are mixed, ignited and burned.

Канавка 19 постоянно омывается жидкими компонентами топлива, которые снимают часть тепла, поступающего по стенкам камеры сгорания 2 к смесительной головке 1 с клапанами 3 и 4. Кроме того, сама канавка, как конструктивный элемент, является термосопротивлением и уменьшает тепловой поток к смесительной головке в период "молчания" двигателя. The groove 19 is constantly washed by the liquid components of the fuel, which remove part of the heat entering the walls of the combustion chamber 2 to the mixing head 1 with valves 3 and 4. In addition, the groove itself, as a structural element, is a thermal resistance and reduces the heat flux to the mixing head during "silence" of the engine.

Компактное выполнение узла клапан-коллектор - струйные форсунки позволяет осуществлять простую модернизацию двигателя путем совершенствования каждого составляющего элемента, особенно блока струйных форсунок с топливным коллектором. При модернизации двигателя можно менять расходонапряженность (количество струй), уровень рабочего давления, изменять положение струй в пространстве камеры сгорания и т.д. Предлагаемая конструкция допускает автономную проверку, настройку перед монтажом или заменой в ЖРД. The compact design of the valve-manifold-jet nozzle assembly allows for simple engine upgrades by improving each component, especially the jet nozzle block with a fuel manifold. When upgrading the engine, you can change the flow rate (number of jets), the level of working pressure, change the position of the jets in the space of the combustion chamber, etc. The proposed design allows autonomous verification, tuning before installation or replacement in the LRE.

Кроме того, за счет минимизации заклапанных объемов особенно актуальной для ЖРДМТ, существенно улучшаются динамические характеристика двигателя, а кольцевая канавка на стенке камеры сгорания, омываемая жидкими компонентами топлива, обеспечивает удовлетворительное тепловое состояние клапанов и топливных коллекторов. Обеспечение удовлетворительного теплового состояния клапанов при их близком расположение к объему камеры сгорания является сложной задачей, но в предлагаемой конструкции она находит приемлемое решение. In addition, by minimizing valve volumes especially relevant for liquid propellant rocket engines, the dynamic characteristics of the engine are significantly improved, and the annular groove on the wall of the combustion chamber, washed by the liquid components of the fuel, provides a satisfactory thermal condition for the valves and fuel manifolds. Ensuring a satisfactory thermal state of the valves when they are close to the volume of the combustion chamber is a difficult task, but in the proposed design it finds an acceptable solution.

Источники информации
1. Патент США 3429124, МПК F 02 K 9/02, 7/02, НПК 60-258, 1962 г.Sources of information
1. US patent 3429124, IPC F 02 K 9/02, 7/02, NPK 60-258, 1962

2. Патент РФ 2088782 (з. 93030931 от 17.06.93), МПК 6 F 02 К 9/00, 11/00, публ. 27.08.97, бюл. 24, "Камера жидкостного ракетного двигателя". 2. RF patent 2088782 (c. 93030931 dated 06/17/93), IPC 6 F 02 K 9/00, 11/00, publ. 08/27/97, bull. 24, "Liquid-propellant rocket chamber."

Claims (2)

1. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая камеру сгорания, смесительную головку с клапанами, каналами подачи компонентов топлива, коллекторами со струйными форсунками, отличающаяся тем, что каналы подачи компонентов топлива выполнены в клапанах, и на их выходе установлены топливные коллекторы, оси струйных форсунок которых пересекают кольцевую канавку, выполненную на стенке камеры сгорания. 1. The chamber of a liquid propellant rocket engine containing a combustion chamber, a mixing head with valves, channels for supplying fuel components, manifolds with jet nozzles, characterized in that the channels for supplying fuel components are made in valves, and fuel manifolds are installed at their outlet, the axes of the jet nozzles of which cross an annular groove made on the wall of the combustion chamber. 2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что точки пересечения осей струйных форсунок разноименных компонентов с кольцевой канавкой чередуются по окружности. 2. The chamber according to claim 1, characterized in that the intersection points of the axes of the jet nozzles of the opposite components with the annular groove alternate in a circle.

Images