RU2445493C1 - Liquid-propellant engine chamber mixing head - Google Patents
Liquid-propellant engine chamber mixing head Download PDFInfo
- Publication number
- RU2445493C1 RU2445493C1 RU2011110951/06A RU2011110951A RU2445493C1 RU 2445493 C1 RU2445493 C1 RU 2445493C1 RU 2011110951/06 A RU2011110951/06 A RU 2011110951/06A RU 2011110951 A RU2011110951 A RU 2011110951A RU 2445493 C1 RU2445493 C1 RU 2445493C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- cavities
- cavity
- supply
- chamber
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики.The invention relates to the field of liquid rocket engines (LRE) used in rocketry, and can also be used in units of industrial energy.
Известна смесительная головка с соосно-струйными форсунками, в которых две втулки, внешняя и средняя, образуют внешний кольцевой канал газообразного горючего, а средняя с внутренней образуют внутренний кольцевой канал жидкого окислителя (двухполостной смесительный элемент). (US Patent, Now. 11, 1986, 4621492).Known mixing head with coaxial-jet nozzles, in which two bushings, external and middle, form the outer annular channel of the gaseous fuel, and the middle and inner form the inner annular channel of the liquid oxidizer (two-cavity mixing element). (US Patent, Now. 11, 1986, 4621492).
Известная конструкция соосно-струйных форсунок обладает существенным недостатком, заключающимся в недостаточном массовом расходе компонентов топлива, приходящемся на одну форсунку.The known design of coaxial-jet nozzles has a significant drawback, consisting in the insufficient mass consumption of fuel components per one nozzle.
Этот тип форсунок имеет одну поверхность контакта между внутренней кольцевой струей окислителя и внешней кольцевой струей горючего. Поэтому для обеспечения заданной величины поверхности контакта между окислителем и горючим, при которой достигается высокая полнота сгорания топлива, требуется увеличение количества форсунок.This type of nozzle has one contact surface between the inner annular jet of oxidizer and the outer annular jet of fuel. Therefore, to ensure a given value of the contact surface between the oxidizer and fuel, at which a high completeness of fuel combustion is achieved, an increase in the number of nozzles is required.
Известен смесительный элемент для форсуночной головки камеры ЖРД, состоящий из внешней, средней и внутренней втулок, образующих кольцевые полости для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя, при этом во внешней втулке со стороны подачи горючего параллельно оси смесительного элемента выполнены кольцевые пазы, разделенные перемычками, в которых перпендикулярно оси выполнены отверстия для подачи окислителя в кольцевой канал, выходящий в камеру сгорания, а во внешней втулке, обращенной к зоне горения, выполнена кольцевая полость горючего, при этом средняя и внутренняя втулки образуют второй дополнительный кольцевой канал подачи горючего в камеру, кроме того, внешняя и средняя втулки со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу (Патент РФ №2265748, МПК: F02K 9/52 - прототип)A known mixing element for the nozzle head of the LRE chamber, consisting of external, middle and internal bushings, forming annular cavities for supplying gaseous fuel and liquid oxidizer, while in the outer sleeve on the supply side of the fuel parallel to the axis of the mixing element there are made ring grooves separated by jumpers, in which are perpendicular to the axis of the hole for feeding the oxidizing agent into the annular channel exiting the combustion chamber, and in the outer sleeve facing the combustion zone, the annular bands are made l of fuel, while the middle and inner sleeves form a second additional annular channel for supplying fuel to the chamber, in addition, the outer and middle sleeves from the side opposite the combustion zone are installed close to each other (RF Patent No. 2265748, IPC:
Указанный смесительный элемент для форсуночной головки камеры ЖРД работает следующим образом.The specified mixing element for the nozzle head of the LRE chamber works as follows.
Окислитель по штуцеру подается в коллектор головки, образованный корпусом и дефлектором. Из коллектора окислитель по пазам, охлаждая огневое днище, поступает в питающую полость, образованную корпусом, дефлектором и внешней втулкой смесительного элемента. Из питающей полости окислитель по отверстиям, просверленным в перемычках втулки, поступает в кольцевую полость форсунки, образованную втулками. Из кольцевого канала, образованного втулками, окислитель поступает в камеру.The oxidizing agent is supplied by a fitting to the head manifold formed by the body and the deflector. From the collector, the oxidizer grooves, cooling the firing plate, into the supply cavity formed by the housing, the deflector and the outer sleeve of the mixing element. From the supply cavity, the oxidizing agent through the holes drilled in the bridges of the sleeve enters the annular cavity of the nozzle formed by the bushings. From the annular channel formed by the bushings, the oxidizing agent enters the chamber.
Горючее в равных массовых расходах по кольцевым каналам, образованным втулками, внешнему и внутреннему кольцевому каналу подается с высокой скоростью в камеру. Хорошее качество начального смесеобразования достигается за счет интенсивного разрушения низкоскоростной струи окислителя высокоскоростной струей горючего.Fuel in equal mass flow rates through the annular channels formed by the bushings, the outer and inner annular channel is fed with high speed into the chamber. Good quality of the initial mixture formation is achieved due to the intensive destruction of the low-speed oxidizer jet by a high-speed fuel jet.
Основными недостатками указанной форсунки является наличие внутренней полости, по которой подается струя горючего. При такой подаче часть горючего высокоскоростной струи не успевает прореагировать с низкоскоростной струей окислителя, что приводит к ухудшению условий смесеобразования и, соответственно, потерям удельного импульса тяги.The main disadvantages of this nozzle is the presence of an internal cavity through which a stream of fuel is supplied. With such a supply, part of the combustible high-speed jet does not have time to react with the low-speed oxidizing jet, which leads to a deterioration of the conditions of mixture formation and, consequently, loss of specific impulse of thrust.
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение максимально возможной полноты сгорания различных видов топлив при меньшем количестве смесительных элементов на форсуночной головке камеры.The task of the invention is to ensure the highest possible completeness of combustion of various types of fuels with fewer mixing elements on the nozzle head of the chamber.
Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенной смесительной головке камеры ЖРД, содержащей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, форсунки, состоящие из нескольких коаксиально установленных втулок, образующих кольцевые полости для подачи горючего и окислителя, установленные в смесительной головке по концентрическим окружностям и соединяющие полости блоков с полостью камеры сгорания, согласно изобретению кольцевые полости подачи компонентов со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками, в которых выполнены отверстия для подачи компонентов топлива в зону горения, а со стороны, противоположной зоне горения, указанные полости закрыты профилированным днищем, внутренняя поверхность которого выполнена ступенчатой, при этом в днище выполнены радиальные и осевые каналы, соединяющие полости подачи компонентов топлива с соответствующими кольцевыми полостями.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed mixing head of the rocket engine chamber, comprising a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, nozzles consisting of several coaxially mounted bushings forming annular cavities for supplying fuel and an oxidizer installed in concentric circles in the mixing head and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, according to the invention, the annular cavity of the supply of components from the side of the cavity of the combustion chamber is closed by spacers in which x holes are made for supplying fuel components to the combustion zone, and on the side opposite to the combustion zone, these cavities are closed by a profiled bottom, the inner surface of which is stepped, while radial and axial channels are made in the bottom connecting the fuel component supply cavities with the corresponding annular cavities .
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 представлена предложенная смесительная головка ЖРД, на фиг.2 - выносной элемент в увеличенном масштабе.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows the proposed mixing head of the rocket engine, figure 2 is an external element in an enlarged scale.
Смесительная головка камеры ЖРД состоит из нескольких коаксиально установленных втулок 1-11. Втулки образуют кольцевые полости 12 и 13 горючего и окислителя соответственно. Кольцевые полости 12 и 13 подачи компонентов со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками 14-24, в которых выполнены отверстия 25 и 26 для подачи компонентов топлива в зону горения. Со стороны, противоположной зоне горения, кольцевые полости 12 и 13 полости закрыты профилированным днищем 33, внутренняя поверхность 27 которого выполнена ступенчатой. В днище выполнены радиальные 28 и осевые каналы 29, 30. При помощи радиальных каналов 28 и осевых 29 кольцевые полости горючего 12 соединяются с полостью блока подачи горючего 31. При помощи осевых каналов 30 кольцевые полости окислителя 13 соединяются с полостью блока окислителя 32.The mixing head of the LRE chamber consists of several coaxially mounted bushings 1-11. The bushings form
Предложенная смесительная головка работает следующим образом.The proposed mixing head operates as follows.
Из полости блока подачи горючего 31, при помощи радиальных каналов 28 и осевых 29, горючее поступает в кольцевые полости горючего 12 и, через отверстия 25, в камеру сгорания.From the cavity of the
Из полости блока окислителя 32, при помощи осевых каналов 30, окислитель поступает в кольцевые полости окислителя 13 и далее, через отверстия 26, в камеру сгорания.From the cavity of the
В камере сгорания компоненты перемешиваются между собой, воспламеняются, и сгорают, образуя при этом продукты сгорания, обладающие значительной кинетической энергией. Подача компонентов из мелких отверстий 25 и 26, расположенных в виде концентрических поясов, дает возможность реализовать смесеобразование компонентов топлива при щелевой подаче, когда один предельно тонкий кольцевой цилиндрический слой компонента топлива взаимодействует с другим предельно тонким кольцевым цилиндрическим слоем компонента топлива. Такая подача, в конечном итоге, позволит уменьшить потери, связанные с несовершенством системы смесеобразования, и за счет этого повысить удельный импульс тяги ЖРД.In the combustion chamber, the components are mixed together, ignited, and burned, forming combustion products with significant kinetic energy. The supply of components from
Использование предложенного технического решения позволит обеспечить максимально возможную полноту сгорания различных видов топлив при меньшем количестве смесительных элементов на форсуночной головке.Using the proposed technical solution will ensure the maximum possible completeness of combustion of various types of fuels with fewer mixing elements on the nozzle head.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011110951/06A RU2445493C1 (en) | 2011-03-24 | 2011-03-24 | Liquid-propellant engine chamber mixing head |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011110951/06A RU2445493C1 (en) | 2011-03-24 | 2011-03-24 | Liquid-propellant engine chamber mixing head |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2445493C1 true RU2445493C1 (en) | 2012-03-20 |
Family
ID=46030183
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011110951/06A RU2445493C1 (en) | 2011-03-24 | 2011-03-24 | Liquid-propellant engine chamber mixing head |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2445493C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2700482C1 (en) * | 2019-02-15 | 2019-09-17 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine chamber mixing head |
RU2741530C1 (en) * | 2019-02-07 | 2021-01-26 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine chamber mixing head |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2543222A1 (en) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Injection head for combustion chambers of rocket motors operating on liquid propergol |
US4707982A (en) * | 1981-06-26 | 1987-11-24 | Rockwell International Corporation | Thermal regenerative injector |
RU2170841C1 (en) * | 1999-11-15 | 2001-07-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber mixing head |
RU2265748C1 (en) * | 2004-04-27 | 2005-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Mixing element for burner plate of chamber of liquid-propellant engine |
-
2011
- 2011-03-24 RU RU2011110951/06A patent/RU2445493C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4707982A (en) * | 1981-06-26 | 1987-11-24 | Rockwell International Corporation | Thermal regenerative injector |
FR2543222A1 (en) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Injection head for combustion chambers of rocket motors operating on liquid propergol |
RU2170841C1 (en) * | 1999-11-15 | 2001-07-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber mixing head |
RU2265748C1 (en) * | 2004-04-27 | 2005-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Mixing element for burner plate of chamber of liquid-propellant engine |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2741530C1 (en) * | 2019-02-07 | 2021-01-26 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine chamber mixing head |
RU2700482C1 (en) * | 2019-02-15 | 2019-09-17 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine chamber mixing head |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6244041B1 (en) | Liquid-propellant rocket engine chamber and its casing | |
US8539752B2 (en) | Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow | |
WO2017120037A1 (en) | Fuel injector with a center body assembly for liquid prefilm injection | |
RU2291976C1 (en) | Mixing head of chamber of liquid rocket engine | |
US6244040B1 (en) | Gas generator for liquid propellant rockets | |
RU2445493C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber mixing head | |
RU2265748C1 (en) | Mixing element for burner plate of chamber of liquid-propellant engine | |
RU2522119C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine mixing head | |
RU2610624C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine chamber | |
RU2517940C2 (en) | Jet engine composed by set of jet engines | |
RU2450155C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2449157C1 (en) | Mixer element for nozzle head of liquid-propellant engine | |
RU2445499C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber mixing head | |
RU2447312C1 (en) | Mixer for injector head of liquid-propellant engine chamber | |
CN114483380B (en) | Small-sized gas generator capable of being started for multiple times | |
RU2445496C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2448268C1 (en) | Chamber of low-thrust rocket engine running on two-component anergolic gas fuel | |
RU2449158C1 (en) | Chamber of liquid-propellant engine | |
RU2451203C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine chamber | |
US5528896A (en) | Gas-flow separator for a double dome gas turbine engine combustion chamber | |
RU2159349C1 (en) | Gas-generator module | |
RU2581308C2 (en) | Chamber of liquid rocket engine | |
RU2684701C1 (en) | Mixing head of lpe combustion chamber | |
RU2671664C1 (en) | Gas generator | |
RU2791357C1 (en) | Mixing head of lre combustion chamber |