RU2304727C1 - Oxygen-hydrogen-fuelled engine installation - Google Patents
Oxygen-hydrogen-fuelled engine installation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2304727C1 RU2304727C1 RU2006113296/06A RU2006113296A RU2304727C1 RU 2304727 C1 RU2304727 C1 RU 2304727C1 RU 2006113296/06 A RU2006113296/06 A RU 2006113296/06A RU 2006113296 A RU2006113296 A RU 2006113296A RU 2304727 C1 RU2304727 C1 RU 2304727C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- capillaries
- microspheres
- hydrogen
- combustion chamber
- oxygen
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для ракетных систем, работающих на кислородно-водородном топливе.The invention relates to rocket technology and is intended for rocket systems operating on oxygen-hydrogen fuel.
Горючим в жидком ракетном топливе служит обычно жидкий водород, керосин или диметилгидразин, окислителем - жидкий кислород или тетраоксид диазота.The fuel in liquid rocket fuel is usually liquid hydrogen, kerosene or dimethylhydrazine, and the oxidizing agent is liquid oxygen or diazotetraoxide.
Все компоненты жидкого ракетного топлива в условиях эксплуатации находятся в топливных баках ракеты и раздельно подаются (насосами или вытеснением - сжатым газом) в камеру сгорания ракетного двигателя.All the components of liquid rocket fuel in operating conditions are located in the fuel tanks of the rocket and are separately supplied (by pumps or by displacement with compressed gas) to the combustion chamber of the rocket engine.
В настоящее время кислородно-водородное топливо применяется на верхних ступенях космических ракет, где оно дает наибольший эффект (Патенты РФ № 2266423, 2187010, 2136935). Все двигательные установки содержат баки компонентов топлива - горючего и окислителя - жидких водорода и кислорода, системы подачи топлива в камеру сгорания, соединенную с соплом для выпуска газов. Недостатками двигательных установок на кислородно-водородном топливе являются большие объемы топливных баков; топливные баки, предназначенные для размещения жидкого водорода и кислорода, представляют собой гигантские термосы, металлические стенки которых покрыты теплоизолирующими полимерными материалами.At present, oxygen-hydrogen fuel is used at the upper stages of space rockets, where it gives the greatest effect (Patents of the Russian Federation No. 2266423, 2187010, 2136935). All propulsion systems contain tanks of fuel components - fuel and an oxidizing agent - liquid hydrogen and oxygen, a fuel supply system to the combustion chamber connected to a gas exhaust nozzle. The disadvantages of propulsion systems using oxygen-hydrogen fuel are large volumes of fuel tanks; fuel tanks designed to accommodate liquid hydrogen and oxygen are giant thermoses, the metal walls of which are coated with thermally insulating polymeric materials.
Наиболее близкой к заявляемой является двигательная установка на водородно-кислородном топливе (РКК «Энергия», ракета-носитель «Энергия», http://www.buran.ru/htm/rocket/htm). Двигательная установка состоит из баков с жидкими водородом и кислородом, системы подачи водорода и кислорода в камеру сгорания, сопел для истечения газа, блока управления. Эта установка обладает теми же недостатками, что и все - большие объемы топливных баков, необходимость их теплоизолирования, взрывоопасность.Closest to the claimed is a propulsion system using hydrogen-oxygen fuel (RSC Energia, launch vehicle Energia, http://www.buran.ru/htm/rocket/htm). The propulsion system consists of tanks with liquid hydrogen and oxygen, a system for supplying hydrogen and oxygen to the combustion chamber, nozzles for gas outflow, and a control unit. This installation has the same drawbacks as all - large volumes of fuel tanks, the need for their thermal insulation, explosion hazard.
Техническим результатом, на которое направлено изобретение, является снижение габаритов двигательных установок на водородно-кислородном топливе, повышение взрывобезопасности.The technical result, which the invention is directed to, is to reduce the size of propulsion systems using hydrogen-oxygen fuel, and to increase explosion safety.
Для достижения указанного результата предложена двигательная установка на кислородно-водородном топливе, содержащая корпус, камеру сгорания, соединенную с соплом для выхода газов, при этом в камере сгорания размещена микропористая структура, выполненная из полых микросфер и/или герметичных полых капилляров, часть которых заполнена кислородом, а другая - водородом.To achieve this result, an oxygen-hydrogen fuel propulsion system is proposed, comprising a housing, a combustion chamber connected to a gas outlet nozzle, and a microporous structure made of hollow microspheres and / or sealed hollow capillaries, some of which are filled with oxygen, is placed in the combustion chamber and the other with hydrogen.
При этом микросферы и капилляры могут быть выполнены из горючего полимерного материала.In this case, the microspheres and capillaries can be made of combustible polymer material.
Капилляры могут быть намотаны на насадку, расположенную вдоль оси установки.Capillaries can be wound on a nozzle located along the axis of the installation.
Капилляры могут быть расположены вдоль оси установки.Capillaries can be located along the axis of the installation.
Микропористая структура может быть выполнена из капилляров, намотанных на насадку и расположенных в части камеры сгорания, примыкающей к корпусу двигателя, и микросфер, заполняющих центральную часть камеры.The microporous structure can be made of capillaries wound on the nozzle and located in the part of the combustion chamber adjacent to the engine housing, and microspheres filling the central part of the chamber.
Микропористая структура может быть выполнена из капилляров, расположенных вдоль оси установки в части камеры сгорания, примыкающей к корпусу двигателя, и микросфер, заполняющих центральную часть камеры.The microporous structure can be made of capillaries located along the installation axis in the part of the combustion chamber adjacent to the engine housing, and microspheres filling the central part of the chamber.
Микропористая структура может быть выполнена из микросфер, пронизанных капиллярами.The microporous structure can be made of microspheres penetrated by capillaries.
Кроме того, микропористая структура может быть выполнена из капилляров, намотанных на насадку и расположенных в части камеры сгорания, примыкающей к корпусу двигателя, и капилляров, расположенных вдоль оси установки, заполняющих центральную часть камеры.In addition, the microporous structure can be made of capillaries wound on the nozzle and located in the part of the combustion chamber adjacent to the engine housing, and capillaries located along the installation axis, filling the central part of the chamber.
На фиг.1 дана общая схема двигательной установки, в камере сгорания которой размещена микропористая структура, выполненная из полых микросфер.Figure 1 gives a General diagram of a propulsion system, in the combustion chamber of which is placed a microporous structure made of hollow microspheres.
На фиг.2 дана общая схема двигательной установки, в камере сгорания которой размещена микропористая структура, выполненная из герметичных полых капилляров, расположенных параллельно оси установки.Figure 2 gives a General diagram of a propulsion system, in the combustion chamber of which is placed a microporous structure made of sealed hollow capillaries parallel to the axis of the installation.
На фиг.3 дана общая схема двигательной установки, в камере сгорания которой размещена микропористая структура из полых микросфер, пронизанная капиллярами, расположенными параллельно оси установки.Figure 3 gives a General diagram of a propulsion system, in the combustion chamber of which is placed a microporous structure of hollow microspheres, penetrated by capillaries located parallel to the axis of the installation.
На фиг.4 дан фрагмент микропористой структуры из капилляров, намотанных на насадку, в центральной части которой размещены микросферы.Figure 4 shows a fragment of a microporous structure of capillaries wound on a nozzle, in the central part of which microspheres are placed.
На фиг.5 дан фрагмент микропористой структуры из капилляров, расположенных параллельно оси установки, в центральной части которой размещены микросферы. Обозначения позиций на чертежах:Figure 5 shows a fragment of a microporous structure of capillaries located parallel to the axis of the installation, in the central part of which are placed microspheres. Designations of positions in the drawings:
1 - корпус двигательной установки,1 - the housing of the propulsion system,
2 - камера сгорания,2 - combustion chamber,
3 - сопло,3 - nozzle
4 - блок управления работы систем двигательной установки,4 - control unit of the operation of propulsion systems,
5 - микросферы,5 - microspheres,
6 - капилляры,6 - capillaries,
7 - насадка.7 - nozzle.
В корпусе двигательной установки 1 расположены камера сгорания 2, соединенная с соплом для выхода сгоревших газов 3, в камере сгорания 2 расположена микропористая структура, заполняющая весь свободный объем камеры, представляющая собой герметичные полые микросферы 5, или герметичные полые капилляры 6, или комбинацию из микросфер и капилляров. Одна часть микросфер и капилляров заполнена водородом, другая - кислородом. В головной части корпуса могут быть установлены системы поджига и другие функциональные блоки управления работой систем двигательной установкой 4. Микросферы 5 могут заполнять весь объем камеры сгорания, как показано на фиг.1, также сборка параллельно расположенных оси установки капилляров 6 может заполнять весь объем камеры сгорания 2, как показано на фиг.2. Расположенные параллельно оси установки капилляры 6 могут заполнять не весь объем камеры сгорания 2, как показано на фиг.3, тогда свободное пространство камеры заполняют микросферами 5. Расположенные параллельно оси установки капилляры 6 могут заполнять часть камеры 2, оставляя при этом свободной ее центральную часть, тогда эту центральную часть заполняют микросферами 5 (фиг.5). Капилляры могут быть намотаны на насадку 7, (например, цилиндрическую), расположенную вдоль оси установки. Они могут заполнять весь объем камеры сгорания, или заполнять часть камеры сгорания, примыкающую к корпусу, при этом центральную часть камеры сгорания заполняют параллельно расположенными капиллярами (не показано), или заполнять часть камеры сгорания, тогда свободное пространство заполняется микросферами (фиг.4). Комбинации выполнения микроструктуры из микросфер и капилляров не исчерпываются данными вариантами.In the housing of the
Покажем принципиальную возможность создания микроструктуры из микросфер и капилляров, способную к использованию в двигательных установках.We show the fundamental possibility of creating a microstructure of microspheres and capillaries, which can be used in propulsion systems.
В настоящее время известны микропористые структуры, которые могут представлять собой засыпку полых микросфер или пучки капилляров. Размеры микросфер лежат в диапазоне от 10 мкм до 10 мм, отношение толщины оболочки к радиусу микросфер от 0,01-0,1. Радиус капилляров также находится в диапазоне от 10 мкм до 10 мм, отношение толщины оболочки к радиусу капилляров от 0,01-0,1, ограничений по длине капилляров нет. Они изготавливаются из металлов, стекла, полимерных материалов (А.А.Акунец, Н.Г.Басов и др. Сверхпрочные микробаллоны для хранения водорода. Труды ФИАН, 1992 г., т.220, с.96-1-12. K.L.Yan, B.G.Sellars, Storage of hydrogen by high pressure microencasulation in glass. Int. J. Hydrogen Energy. Vol.10. No.7/8. hh/517-522. 1985).Currently microporous structures are known, which can be a filling of hollow microspheres or bundles of capillaries. The sizes of the microspheres are in the range from 10 μm to 10 mm, the ratio of the shell thickness to the radius of the microspheres is from 0.01-0.1. The radius of the capillaries is also in the range from 10 μm to 10 mm, the ratio of the shell thickness to the radius of the capillaries is from 0.01-0.1, there are no restrictions on the length of the capillaries. They are made of metals, glass, and polymeric materials (A.A. Akunets, N.G. Basov, etc. Heavy-duty microballoons for storing hydrogen. Proceedings of the Lebedev Physical Institute, 1992, vol. 220, pp. 96-1-12. KL Yan, BG Cellars, Storage of hydrogen by high pressure microencasulation in glass. Int. J. Hydrogen Energy. Vol. 10 No.7 / 8. Hh / 517-522. 1985).
Материал, из которого изготовлены микросферы или капилляры для двигательной установки, должен отвечать определенным требованиям. Полимерные материалы должны быть горючими, обладать высокой прочностью и низкой плотностью, диапазон плотности 1250-1500 кг/м3, прочности - 250-550 кг/мм2. Микросферы или капилляры, изготовленные из горючих полимерных материалов, заполняют газообразным кислородом или водородом. Заполнение капилляров кислородом или водородом может производиться заранее или при изготовлении установки через систему газозаполнения (не показана). Основными характеристиками микропористых структур, с точки зрения хранения водорода и кислорода, являются: 1) отношение параметров прочности (предел прочности на растяжение) материала оболочки микросфер и капилляров к его плотности σ/ρ, где σ - предел прочности материала оболочки на разрыв, а ρ - плотность материала оболочки, 2) отношение толщины оболочки к их радиусу - δ/R, где δ - толщина оболочки элемента микропористой структуры (толщина оболочки микросферы или капилляра).The material from which the microspheres or capillaries are made for a propulsion system must meet certain requirements. Polymeric materials must be combustible, have high strength and low density, density range 1250-1500 kg / m 3 , strength - 250-550 kg / mm 2 . Microspheres or capillaries made of combustible polymeric materials are filled with gaseous oxygen or hydrogen. The capillaries can be filled with oxygen or hydrogen in advance or during the manufacture of the installation through a gas filling system (not shown). The main characteristics of microporous structures from the point of view of hydrogen and oxygen storage are: 1) the ratio of the strength parameters (tensile strength) of the shell material of microspheres and capillaries to its density σ / ρ, where σ is the tensile strength of the shell material and ρ is the density of the shell material, 2) the ratio of the shell thickness to their radius is δ / R, where δ is the shell thickness of the microporous structure element (shell thickness of the microsphere or capillary).
Как видно из таблицы 1, прочность армоса значительно превосходит (в 10 раз) прочность хромоникелевой стали, при этом он более чем в 5 раз легче. Так как весовое содержание водорода или кислорода в микроструктуре является отношением веса газа к весу матрицы, то применение, например, армоса позволяет создавать легкую микроструктуру и с большим содержанием водорода или кислорода за счет высоких прочностных характеристик σ/ρ у армоса, в 49,4 раза больше, чем у хромоникелевой стали.As can be seen from table 1, the strength of the armos significantly exceeds (10 times) the strength of chromium-nickel steel, while it is more than 5 times lighter. Since the weight content of hydrogen or oxygen in the microstructure is the ratio of the weight of the gas to the weight of the matrix, the use of, for example, Armos allows you to create a light microstructure and with a high content of hydrogen or oxygen due to the high strength characteristics σ / ρ in Armos, 49.4 times more than chrome nickel steel.
Отношение δ/R влияет на уровень напряжений в оболочках микросфер или капилляров микропористой структуры, так как σφ=PR/2 δ, где Р - давление водорода в капсуле, кг/мм2. В таблицах 2,3 показана зависимость уровня напряжений в оболочке микросфер в зависимости от δ/R.The ratio δ / R affects the stress level in the shells of the microspheres or capillaries of the microporous structure, since σ φ = PR / 2 δ, where P is the pressure of hydrogen in the capsule, kg / mm 2 . Tables 2,3 show the dependence of the stress level in the shell of the microspheres as a function of δ / R.
Давление водорода в микросферах - 2000 ати, Плотность водорода=70 г/л. 74,4% объема занято сферами. Материал армос, плотность 1,45 г/млtable 2
The pressure of hydrogen in the microspheres is 2000 ati, the density of hydrogen = 70 g / l. 74.4% of the volume is occupied by spheres. Armos material, density 1.45 g / ml
Давление водорода в микросферах - 3000 ати, Плотность водорода=90 г/л. 74,4% объема занято сферами. Материал армос, плотность - 1,45 г/млTable 3
The pressure of hydrogen in the microspheres is 3000 ati, the density of hydrogen = 90 g / l. 74.4% of the volume is occupied by spheres. Armos material, density - 1.45 g / ml
В таблицах 4,5 показано содержание водорода в капиллярах и уровень напряжений σφ-σR в их оболочках в зависимости от отношения толщины оболочки капилляра к ее радиусу δ/R.Tables 4,5 show the hydrogen content in the capillaries and the stress level σφ-σ R in their shells, depending on the ratio of the capillary shell thickness to its radius δ / R.
Давление водорода в капиллярах - 2000 ати, Плотность водорода =70 г/л. Материал армос, плотность - 1,45 г/млTable 4
The hydrogen pressure in the capillaries is 2000 ati, the density of hydrogen = 70 g / l. Armos material, density - 1.45 g / ml
Давление водорода в капиллярах - 3000 ати, Плотность водорода =90 г/л. Материал армос, плотность - 1,45 г/млTable 5
The pressure of hydrogen in the capillaries is 3000 ati. The density of hydrogen = 90 g / l. Armos material, density - 1.45 g / ml
Устройство работает следующим образом. Из микросфер 5 и/или капилляров 6 формируют микропористую структуру, заполняя ею весь свободный объем камеры сгорания 2. Варианты выполнения показаны на фиг.1-5. Работа двигательной установки протекает так же, как и в установках на твердом топливе, Срабатывает система поджига, и микроструктура, выполненная из горючего материала, горит вместе с кислородом и водородом, которыми заполнены микросферы и капилляры. Сгоревшие газы выбрасываются через сопло 3, соединенное с камерой сгорания 2. Блок управления двигательной установкой 4 поддерживает требуемый режим горения, управления полетом, ориентации и другие необходимые функции. При различном выполнении микроструктуры, как показано на чертежах, и изменении размеров микросфер и капилляров можно регулировать скорость распространения фронта горения, подбирать оптимальные соотношения содержания кислорода и водорода и, соответственно, весогабаритные характеристики двигательной установки.The device operates as follows. A microporous structure is formed from
Так, если плотность жидкого кислорода равна 1140 кг/м3, а плотность водорода при 200 МПа составляет порядка 70 кг/м3, а при 300 МПа порядка 85 кг/м3, и для сгорания 1 кг водорода требуется 8 кг кислорода, то, используя водород при давлении 200 МПа, мы получаем объемное соотношение водорода при этом давлении к жидкому кислороду 2:1.So, if the density of liquid oxygen is 1140 kg / m 3 and the density of hydrogen at 200 MPa is about 70 kg / m 3 , and at 300 MPa about 85 kg / m 3 , and 8 kg of oxygen is required for the combustion of 1 kg of hydrogen, then Using hydrogen at a pressure of 200 MPa, we obtain a volume ratio of hydrogen at this pressure to liquid oxygen 2: 1.
Таким образом, данное изобретение позволит снизить габариты двигательных установок, так как отпадает необходимость в объемных топливных баках с жидким водородом и кислородом, а разбиение всего топливного объема на микроколичества, заключенное в микросферах или капиллярах, снижает взрыво- и пожаробезопасность установки.Thus, this invention will reduce the size of the propulsion system, since there is no need for volumetric fuel tanks with liquid hydrogen and oxygen, and dividing the total fuel volume into micro quantities contained in microspheres or capillaries reduces the explosion and fire safety of the installation.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006113296/06A RU2304727C1 (en) | 2006-04-20 | 2006-04-20 | Oxygen-hydrogen-fuelled engine installation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006113296/06A RU2304727C1 (en) | 2006-04-20 | 2006-04-20 | Oxygen-hydrogen-fuelled engine installation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2304727C1 true RU2304727C1 (en) | 2007-08-20 |
Family
ID=38511976
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006113296/06A RU2304727C1 (en) | 2006-04-20 | 2006-04-20 | Oxygen-hydrogen-fuelled engine installation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2304727C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7870878B2 (en) | 2007-11-08 | 2011-01-18 | C. En. Limited | Apparatus for storage and liberation of compressed hydrogen gas in microcylindrical arrays and system for filling the microcylindrical arrays |
| CN102095584A (en) * | 2010-12-06 | 2011-06-15 | 北京航空航天大学 | Hydrogen-rich /oxygen-rich gas combustion tester and test method |
-
2006
- 2006-04-20 RU RU2006113296/06A patent/RU2304727C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7870878B2 (en) | 2007-11-08 | 2011-01-18 | C. En. Limited | Apparatus for storage and liberation of compressed hydrogen gas in microcylindrical arrays and system for filling the microcylindrical arrays |
| CN102095584A (en) * | 2010-12-06 | 2011-06-15 | 北京航空航天大学 | Hydrogen-rich /oxygen-rich gas combustion tester and test method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7954519B2 (en) | Safe storage of volatiles | |
| US4069664A (en) | Monopropellant thruster | |
| US20110005194A1 (en) | Flashback shut-off | |
| US11084605B2 (en) | Device and system for controlling missiles and kill vehicles operated with gel-like fuels | |
| CN108871110B (en) | Rocket and assembling method thereof | |
| RU2304727C1 (en) | Oxygen-hydrogen-fuelled engine installation | |
| US6450193B1 (en) | Flammable liquids | |
| KR101069553B1 (en) | Bipropellant rocket engine using Heat of hydrogen peroxide decomposition and propulsion method thereof | |
| EP1533511A1 (en) | Process for igniting a rocket engine and rocket engine | |
| US7966809B2 (en) | Single-piece hybrid rocket motor | |
| JP2024050975A (en) | Hybrid Rocket | |
| KR20220078710A (en) | Hybrid propulsion unit for spacecraft | |
| WO2001051433A1 (en) | Nitrous oxide/fuel monopropellants | |
| US8936016B1 (en) | Ambient temperature phase change launcher | |
| US3353358A (en) | Rocket motor construction | |
| Alemayehu et al. | Design of a Solid Rocket Propulsion System | |
| US20140022859A1 (en) | In-tank propellant mixing | |
| KR101032622B1 (en) | Bipropellant rocket engine using Decomposition of hydrogen peroxide and propulsion method thereof | |
| EP2761159A1 (en) | Propulsion system | |
| CN114543121B (en) | Combustion driving device based on multiphase detonation | |
| US6178739B1 (en) | Monopropellant assisted solid rocket engine | |
| KR20170071987A (en) | Injector for the extention of the catalyst life of the monopropellant thrusters and the monopropellant thrusters | |
| GB2518211A (en) | Evaporative wick/membrane rocket motor | |
| Uraoka et al. | Improvement of Combustion stability of N2O/DME Bipropellant in Vacuum | |
| Humble et al. | HYSTAR hybrid rocket program at the United States Air Force Academy |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110421 |