RU2698562C1 - Камера сгорания и ракетный двигатель - Google Patents

Камера сгорания и ракетный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2698562C1
RU2698562C1 RU2018119354A RU2018119354A RU2698562C1 RU 2698562 C1 RU2698562 C1 RU 2698562C1 RU 2018119354 A RU2018119354 A RU 2018119354A RU 2018119354 A RU2018119354 A RU 2018119354A RU 2698562 C1 RU2698562 C1 RU 2698562C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
resonator
communication channel
flame tube
perforated plate
Prior art date
Application number
RU2018119354A
Other languages
English (en)
Inventor
Мицунори ИСОНО
Хироясу МОНАКО
Синитиро ВАТАНАБЭ
Хидэто КАВАСИМА
Original Assignee
Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. filed Critical Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд.
Application granted granted Critical
Publication of RU2698562C1 publication Critical patent/RU2698562C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M20/00—Details of combustion chambers, not otherwise provided for, e.g. means for storing heat from flames
    • F23M20/005—Noise absorbing means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R7/00—Intermittent or explosive combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00014—Reducing thermo-acoustic vibrations by passive means, e.g. by Helmholtz resonators

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)

Abstract

Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей. Камера сгорания и ракетный двигатель содержат устройство (11) впрыска, которое впрыскивает окисляющий агент и горючее из поверхности (23) впрыска, жаровую трубу (12), в которой образуется газообразный продукт сгорания путем сжигания окисляющего агента и горючего, впрыскиваемых из устройства (11) впрыска, резонатор (31), соединенный с возможностью сообщения с жаровой трубой (12) через канал (35) связи, и перфорированную пластину (41), выполненную в канале (35) связи. Изобретение обеспечивает подавление колебаний горения. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
[0001] Настоящее изобретение относится к камере сгорания, используемой для ракетного двигателя, движущая сила в котором обеспечивается путем смешивания и сжигания окисляющего агента и горючего, и к ракетному двигателю, в котором применяют указанную камеру сгорания.
Уровень техники
[0002] Ракетная камера сгорания, предназначенная для установки в ракетном двигателе, содержит множество инжекторов, жаровую трубу, сопло и т.п. Движущая сила в ракетной камере сгорания обеспечивается путем преобразования энергии, получаемой в результате химической реакции горючего, которое является также ракетным топливом, так чтобы обеспечить движение выходящих газов. Другими словами, в ракетной камере сгорания движущую силу обеспечивают путем впрыскивания из инжектора горючего (например, газообразного водорода: GH2) и окисляющего агента (например, жидкого кислорода: LOx) в жаровую трубу; увеличения объема газообразного продукта сгорания, образующегося в жаровой трубе после воспламенения горючего и окисляющего агента, с помощью сопла; и выпускания газообразного продукта сгорания в направлении выпуска.
[0003] Например, такая ракетная камера сгорания описана в следующих патентных документах.
Список библиографических ссылок
Патентные документы
[0004] Патентный документ 1: японская опубликованная заявка на патент №2008-202542 Патентный документ 2: японская опубликованная заявка на патент №2014-037838
Раскрытие сущности изобретения
Техническая проблема
[0005] Ракетный двигатель имеет собственную частоту колебаний воздушного столба, соответствующую длине и диаметру жаровой трубы, и при сгорании образуются флуктуации давления (вибрация воздушного столба). В связи с этим для подавления колебаний давления во время сгорания предусмотрен резонатор. Когда звуковые волны, имеющие частоту приблизительно равную резонансной частоте, поступают на вход резонатора, в резонаторе возникают сильные колебания, и во входной части возникает трение. В результате потери энергии резонатор может уменьшать флуктуации давления. Однако из-за ограничения веса и пространства, пространство для установки резонатора в ракетном двигателе ограничено. Таким образом, регулирование объема и длины входной части резонатора относительно области, где возникают колебания давления, затруднено.
[0006] Настоящее изобретение направлено на решение упомянутых проблем, при этом настоящее изобретение направлено на решение технической проблемы, которая состоит в создании камеры сгорания и ракетного двигателя, позволяющих ограничить увеличение размеров и веса и обеспечивающих подавление колебаний горения.
Решение технической проблемы
[0007] Для решения указанной технической проблемы камера сгорания содержит устройство впрыска, выполненное с возможностью впрыскивания окисляющего агента и горючего из поверхности впрыска, жаровую трубу, выполненную с возможностью образования газообразного продукта сгорания путем сжигания окисляющего агента и горючего, впрыскиваемых из устройства впрыска, резонатор, соединенный с возможностью сообщения с жаровой трубой через канал связи, и перфорированную пластину, выполненную в канале связи.
[0008] Таким образом, когда устройство впрыска впрыскивает окисляющий агент и горючее в жаровую трубу и окисляющий агент и горючее сгорают в жаровой трубе, образуется газообразный продукт сгорания. При этом жаровая труба имеет собственную частоту колебаний воздушного столба, соответствующую длине и диаметру, и во время сгорания возникают флуктуации давления заданной частоты. Однако указанные флуктуации давления уменьшают посредством резонатора. В этом случае можно регулировать диапазон поглощаемых резонатором звуковых частот путем выполнения перфорированной пластины в канале связи резонатора и регулирования коэффициента перфорации перфорированной пластины без изменения объема резонатора. В результате можно ограничить увеличение размеров и веса резонатора и обеспечить подавление колебаний горения.
[0009] В камере сгорания согласно настоящему изобретению перфорированная пластина расположена на стороне жаровой трубы в канале связи так, чтобы быть обращенной к жаровой трубе.
[0010] Таким образом, перфорированная пластина может ограничивать протекание газообразного продукта сгорания через канал связи из жаровой трубы в резонатор. В результате можно предотвратить повреждение резонатора.
[0011] В камере сгорания согласно настоящему изобретению множество резонаторов отстоят друг от друга с заданными интервалами в окружном направлении, при этом в каждом из резонаторов в канале связи выполнена перфорированная пластина.
[0012] Таким образом, резонаторы могут соответствующим образом поглощать флуктуации давления, возникающие в жаровой трубе.
[0013] В камере сгорания согласно настоящему изобретению множество перфорированных пластин имеет различные коэффициенты перфорации.
[0014] Таким образом, можно обеспечить множество диапазонов поглощаемых резонаторами звуковых частот и улучшить характеристики резонаторов путем установления коэффициента перфорации каждой из перфорированных пластин отличным от других.
[0015] В камере сгорания согласно настоящему изобретению множество резонаторов имеет одинаковую наружную форму и разные объемы.
[0016] Таким образом, можно обеспечить множество диапазонов поглощаемых резонаторами звуковых частот и улучшить характеристики резонаторов путем выполнения объема каждого из резонаторов отличным от других.
[0017] В камере сгорания согласно настоящему изобретению в перфорированной пластине сформировано ступенчатое отверстие.
[0018] Таким образом, можно увеличить диапазоны поглощаемых резонаторами звуковых частот и улучшить характеристики резонаторов путем формирования ступенчатого отверстия в перфорированной пластине.
[0019] В камере сгорания согласно настоящему изобретению множество перфорированных пластин расположено с заданными интервалами в направлении сообщения в канале связи.
[0020] Таким образом, можно с высокой точностью регулировать диапазон поглощаемых резонатором звуковых частот и улучшать характеристики резонатора путем размещения перфорированных пластин в канале связи.
[0021] Ракетный двигатель согласно настоящему изобретению содержит камеру сгорания, устройство подачи окисляющего агента, выполненное с возможностью подачи окисляющего агента в камеру сгорания, и устройство подачи горючего, выполненное с возможностью подачи горючего в камеру сгорания.
[0022] Таким образом, можно регулировать диапазон поглощаемых резонатором звуковых частот путем регулирования коэффициента перфорации перфорированной пластины без изменения объема резонатора и ограничивать увеличение размеров и веса резонатора, обеспечивая при этом подавление колебаний горения. В результате могут быть улучшены эксплуатационные характеристики.
Полезные эффекты изобретения
[0023] В камере сгорания и ракетном двигателе согласно настоящему изобретению резонатор соединен с возможностью сообщения с жаровой трубой через канал связи, при этом в канале связи выполнена перфорированная пластина. Таким образом, можно регулировать диапазон поглощаемых резонатором звуковых частот путем регулирования коэффициента перфорации перфорированной пластины и ограничивать увеличение размеров и веса резонатора, обеспечивая при этом подавление колебаний горения.
Краткое описание чертежей
[0024] Фиг. 1 представляет собой схематическое изображение камеры сгорания согласно первому варианту осуществления.
Фиг. 2 представляет собой вид сверху резонатора, присоединенного к камере сгорания.
Фиг. 3 представляет собой вид в разрезе резонатора, присоединенного к камере сгорания.
Фиг. 4 представляет собой вид спереди резонатора.
Фиг. 5 представляет собой график, иллюстрирующий зависимость коэффициентов поглощения звука от частот множества коэффициентов перфорации.
Фиг. 6 представляет собой вид в разрезе резонатора, присоединенного к камере сгорания, согласно второму варианту осуществления.
Фиг. 7 представляет собой вид в разрезе резонатора, присоединенного к камере сгорания, согласно третьему варианту осуществления.
Фиг. 8-1 представляет собой вид в разрезе резонатора, присоединенного к камере сгорания, согласно четвертому варианту осуществления.
Фиг. 8-2 представляет собой вид в разрезе другого резонатора, присоединенного к камере сгорания.
Осуществление изобретения
[0025] Далее будут подробно описаны со ссылкой на прилагаемые чертежи предпочтительные варианты осуществления камеры сгорания и ракетного двигателя согласно настоящему изобретению. Следует отметить, что настоящее изобретение не ограничено представленными вариантами осуществления, и, если есть несколько вариантов осуществления, соответствующие варианты осуществления могут быть надлежащим образом объединены.
[0026] Первый вариант осуществления
На фиг. 1 показана схема, иллюстрирующая камеру сгорания согласно первому варианту осуществления.
[0027] Как показано на фиг. 1, в первом варианте осуществления камера 10 сгорания содержит устройство 11 впрыска, жаровую трубу 12 и сопло 13. Движущая сила в камере 10 сгорания обеспечивается путем преобразования энергии, получаемой в результате химической реакции горючего, которое является также ракетным топливом, так чтобы обеспечить движение выходящих газов. Другими словами, движущую силу обеспечивают путем смешивания и сжигания жидкого кислорода и газообразного водорода, впрыскиваемых в жаровую трубу 12 из устройства 11 впрыска в жаровой трубе 12, образования газообразного продукта сгорания и выведения газообразного продукта сгорания, подаваемого из жаровой трубы 12 через сопло 13.
[0028] В устройстве 11 впрыска в основном корпусе 21 устройства впрыска расположено множество инжекторов 22. Каждый из инжекторов 22 выполнен с возможностью впрыскивания горючего и окисляющего агента в жаровую трубу 12 из поверхности 23 впрыска. Хотя это не проиллюстрировано, инжектор 22 содержит внутренний цилиндр и наружный цилиндр. Во внутреннем цилиндре образован канал для подачи окисляющего агента, при этом инжектор 22 впрыскивает окисляющий агент, подаваемый из линии 102 подачи окисляющего агента, в жаровую трубу 12. Наружный цилиндр охватывает наружную периферийную поверхность внутреннего цилиндра. Таким образом, между внутренним цилиндром и наружным цилиндром образован канал для подачи горючего. Инжектор 22 впрыскивает горючее, подаваемое из линии 101 подачи горючего, в жаровую трубу 12.
[0029] Жаровую трубу 12 применяют для сжигания жидкого кислорода и газообразного водорода, впрыскиваемых из инжекторов 22. Жидкий кислород и газообразный водород, впрыскиваемые из инжекторов 22, распыляются в жаровую трубу 12, смешиваются и сгорают. Жаровая труба 12 содержит периферийную стенку 24, имеющую цилиндрическую форму. Периферийная стенка 24 ограничивает внутреннюю часть жаровой трубы 12, при этом внутренняя периферийная поверхность периферийной стенки 24 расположена ортогонально поверхности 23 впрыска.
[0030] Поверхность 23 впрыска представляет собой поверхность, из которой впрыскивают жидкий кислород и газообразный водород в жаровую трубу 12 и которая имеет круглую форму. Отверстия впрыска инжекторов 22 выходят на поверхность поверхности 23 впрыска. Инжекторы 22 (отверстия впрыска) выполнены концентрично относительно поверхности 23 впрыска и расположены в радиальном направлении поверхности 23 впрыска. Поверхность 23 впрыска выполнена в концевой части периферийной стенки 24 в осевом (продольном) направлении, при этом на другом конце периферийной стенки 24 выполнено сопло 13. В жаровой трубе 12 в периферийной стенке 24 предусмотрен канал охлаждения (не показан).
[0031] Внутренний диаметр жаровой трубы 12 является по существу постоянным. Сопло 13 сформировано как продолжение периферийной стенки 24 жаровой трубы 12, при этом внутренняя часть сопла 13 соединена с возможностью сообщения с жаровой трубой 12. Движущую силу в сопле 13 обеспечивают путем выведения газообразного продукта сгорания, образующегося в жаровой трубе 12.
[0032] В камере 10 сгорания выполнен резонатор 31, который подавляет колебания горения. На фиг. 2 показан вид сверху резонатора, присоединенного к камере сгорания. На фиг. 3 показан вид в разрезе резонатора, присоединенного к камере сгорания. На фиг. 4 показан вид спереди резонатора.
[0033] Как показано на фиг. 1 и 2, резонатор 31 расположен снаружи жаровой трубы 12 в основном корпусе 21 устройства впрыска, при этом множество (восемь в настоящем варианте осуществления) резонаторов 31 отстоят друг от друга с заданными интервалами в окружном направлении основного корпуса 21 устройства впрыска. Другими словами, как показано на фиг. 3 и 4, резонатор 31 представляет собой часть 33 пространства, образованную рамой 32, при этом направляющая пластина 34 образует канал 35 связи. Направляющая пластина 34 отделена от плоской части 32а рамы 32 и расположена параллельно плоской части 32а на фиксированном расстоянии от нее. Таким образом, канал 35 связи имеет одинаковую ширину W и заданную длину L, как и у рамы 32, и одинаковую площадь сечения вдоль направления сообщения. Часть 33 пространства резонатора 31 сообщается с жаровой трубой 12 через канал 35 связи.
[0034] В канале 35 связи резонатора 31 выполнена перфорированная пластина 41. В перфорированной пластине 41 сформировано множество коммуникационных отверстий 42. Перфорированная пластина 41 расположена в канале 35 связи со стороны жаровой трубы 12 и обращена к жаровой трубе 12. Другими словами, наружная поверхность перфорированной пластины 41 и внутренняя периферийная поверхность периферийной стенки 24 жаровой трубы 12 являются непрерывными поверхностями без ступенек.
[0035] Как описано выше, резонаторы 31 выполнены вдоль окружного направления устройства 11 впрыска, при этом перфорированная пластина 41 выполнена в канале 35 связи каждого из резонаторов 31.
[0036] В этом случае коэффициент перфорации перфорированной пластины 41 регулируют в соответствии с толщиной перфорированной пластины 41, количеством коммуникационных отверстий 42 и внутренним диаметром каждого из указанных отверстий. Коэффициент перфорации устанавливают в соответствии с частотой колебаний горения в жаровой трубе 12 камеры сгорания 10. На фиг. 5 представлен график, иллюстрирующий зависимость коэффициентов поглощения звука от частот множества коэффициентов перфорации. На графике на фиг. 5 показаны коэффициенты поглощения в зависимости от частоты колебаний горения. Коэффициент А перфорации составляет 30%, коэффициент В перфорации составляет 20%, коэффициент С перфорации составляет 10%, коэффициент D перфорации составляет 6%, и коэффициент Е перфорации составляет 2,5%. Как видно из графика, диапазон поглощаемых звуковых частот уменьшается с уменьшением коэффициента перфорации перфорированной пластины 41. Однако коэффициент поглощения звука с уменьшением коэффициента перфорации перфорированной пластины 41 увеличивается. Таким образом, резонатор 31 может соответствующим образом подавлять колебания горения, возникающие в жаровой трубе 12 путем установления значения коэффициента перфорации перфорированной пластины 41 в соответствии с частотой колебаний горения, возникающих в жаровой трубе 12.
[0037] Таким образом, камера сгорания согласно первому варианту осуществления содержит устройство 11 впрыска, выполненное с возможностью впрыскивания окисляющего агента и горючего из поверхности 23 впрыска, жаровую трубу 12, выполненную с возможностью образования газообразного продукта сгорания путем сжигания окисляющего агента и горючего, впрыскиваемых из устройства 11 впрыска, резонатор 31, соединенный с возможностью сообщения с жаровой трубой 12 через канал 35 связи, и перфорированную пластину 41, выполненную в канале 35 связи.
[0038] Таким образом, когда устройство 11 впрыска впрыскивает окисляющий агент и горючее в жаровую трубу 12, и окисляющий агент и горючее сгорают в жаровой трубе 12, образуется газообразный продукт сгорания. При этом жаровая труба 12 имеет собственную частоту колебаний воздушного столба, соответствующую длине и диаметру, причем во время горения возникают флуктуации давления заданной частоты. Однако указанные флуктуации давления уменьшают посредством резонатора 31. В этом случае можно регулировать диапазон поглощаемых резонатором 31 звуковых частот путем выполнения перфорированной пластины 41 в канале 35 связи резонатора 31 и регулирования коэффициента перфорации перфорированной пластины 41 без изменения объема резонатора 31. В результате можно ограничить увеличение размеров и веса резонатора 31 и обеспечить подавление колебаний горения.
[0039] В камере сгорания согласно первому варианту осуществления перфорированная пластина 41 расположена в канале 35 связи со стороны жаровой трубы 12 и обращена к жаровой трубе 12. Таким образом, перфорированная пластина 41 может ограничивать протекание газообразного продукта сгорания через канал 35 связи из жаровой трубы 12 в резонатор 31. Таким образом, можно предотвратить повреждение резонатора 31.
[0040] В камере сгорания согласно первому варианту осуществления резонаторы 31 отстоят друг от друга с заданными интервалами в окружном направлении устройства 11 впрыска, и в канале 35 связи каждого из резонаторов 31 выполнена перфорированная пластина 41. Следовательно, резонаторы 31 могут соответствующим образом поглощать флуктуации давления, возникающие в жаровой трубе 12
[0041] Камеру сгорания 10 применяют в ракетном двигателе согласно первому варианту осуществления. Таким образом, можно регулировать диапазон поглощаемых резонатором 31 звуковых частот путем регулирования коэффициента перфорации перфорированной пластины 41 без изменения объема резонатора 31. Следовательно, можно ограничить увеличение размеров и веса резонатора 31 и обеспечить подавление возникновения колебаний горения. В результате можно улучшить эксплуатационные характеристики резонатора 31.
[0042] Второй вариант осуществления
На фиг. 6 показан вид в разрезе резонатора, присоединенного к камере сгорания, согласно второму варианту осуществления. Одинаковыми номерами позиций обозначены одинаковые компоненты, которые выполняют те же функции, что и в описанном выше варианте осуществления, при этом подробное описание этих компонентов и функций отсутствует.
[0043] Во втором варианте осуществления, как показано на фиг. 6 резонатор 51, подавляющий колебания горения, выполнен в устройстве 11 впрыска. Резонатор 51 соединен с возможностью сообщения с жаровой трубой 12 через канал 52 связи. В канале 52 связи резонатора 51 выполнена перфорированная пластина 53. В перфорированной пластине 53 сформировано множество коммуникационных отверстий 54, при этом каждое из коммуникационных отверстий 54 представляет собой ступенчатое отверстие. Другими словами, коммуникационное отверстие 54 представляет собой отверстие, в котором отверстие 54а большого диаметра и отверстие 54b малого диаметра, сформированные концентрично, выполнены как продолжение друг друга. В этом случае отверстие 54а большого диаметра расположено со стороны жаровой трубы 12.
[0044] Таким образом, в камере сгорания согласно второму варианту осуществления в канале 52 связи резонатора 51 выполнена перфорированная пластина 53 и в перфорированной пластине 53 выполнены коммуникационные отверстия 54, каждое из которых представляет собой ступенчатое отверстие. В результате можно увеличить диапазон поглощаемых резонатором 51 звуковых частот и улучшить эксплуатационные характеристики резонатора 51.
[0045] Третий вариант осуществления
На фиг. 7 показан вид в разрезе резонатора, присоединенного к камере сгорания, согласно третьему варианту осуществления. Одинаковыми номерами позиций обозначены одинаковые компоненты, которые выполняют те же функции, что и в описанном выше варианте осуществления, при этом подробное описания этих компонентов и функций отсутствует.
[0046] В третьем варианте осуществления, как показано на фиг. 7, в устройстве 11 впрыска выполнен резонатор 61, который подавляет колебания горения. Резонатор 61 соединен с возможностью сообщения с жаровой трубой 12 через канал 62 связи. В резонаторе 61 в канале 62 связи выполнено множество (в настоящем варианте осуществления - две) перфорированных пластин 63 и 64. Перфорированные пластины 63 и 64 в канале 62 связи отстоят друг от друга с заданными интервалами в направлении сообщения. В перфорированных пластинах 63 и 64 сформированы коммуникационные отверстия 65 и 66, при этом внутренние диаметры, количество и положение коммуникационных отверстий 65 и 66 различны. В результате коэффициенты перфорации перфорированных пластин 63 и 64 отличаются друг от друга.
[0047] Таким образом, в камере сгорания согласно третьему варианту осуществления в канале 62 связи резонатора 61 выполнены перфорированные пластины 63 и 64, при этом перфорированные пластины 63 и 64 отстоят друг от друга с заданными интервалами в направлении сообщения в канале 62 связи. В результате можно увеличить диапазон поглощаемых резонатором 61 звуковых частот и улучшить эксплуатационные характеристики резонатора 61.
[0048] Четвертый вариант осуществления
На фиг. 8-1 показан вид в разрезе резонатора, присоединенного к камере сгорания, согласно четвертому варианту осуществления. На фиг. 8-2 показан вид в разрезе другого резонатора, присоединенного к камере сгорания. Одинаковыми номерами позиций обозначены одинаковые компоненты, которые выполняют те же функции, что и в описанном выше варианте осуществления, при этом подробное описание этих компонентов и функций отсутствует.
[0049] В четвертом варианте осуществления, как показано на фиг. 8-1 и 8-2, в окружном направлении в устройстве 11 впрыска выполнено множество (например, восемь, как показано на фиг. 2) резонаторов 71 и 81, которые подавляют колебания горения. Резонаторы 71 и 81 расположены поочередно в окружном направлении устройства 11 впрыска, и хотя наружная форма резонаторов 71 и 81 одинакова, их объемы различны.
[0050] Другими словами, как показано на фиг. 8-1, резонатор 71 представляет собой часть 72 пространства, имеющую большой объем и соединенную с возможностью сообщения с жаровой трубой 12 через канал 73 связи. В резонаторе 71 в канале 73 связи выполнена перфорированная пластина 74, в которой сформировано множество коммуникационных отверстий 75. С другой стороны, как показано на фиг. 8-2, резонатор 81 представляет собой часть 82 пространства, имеющую небольшой объем и соединенную с возможность сообщения с жаровой трубой 12 через канал 83 связи. В резонаторе 81 в канале 83 связи выполнена перфорированная пластина 84, в которой сформировано множество коммуникационных отверстий 85.
[0051] Как показано на фиг. 8-1 и 8-2, в резонаторах 71 и 81 диапазоны поглощаемых звуковых частот колебаний горения отличаются, поскольку объем части 82 пространства отличается. Таким образом, можно подавлять колебания горения в указанных диапазонах частот. В этом случае количество различных резонаторов 71 и 81 не ограничено двумя, но также можно выполнить три или более резонаторов 71 и 81.
[0052] Таким образом, в камере сгорания согласно четвертому варианту осуществления наружные диаметры резонаторов 71 и 81 выполнены одинаковыми, а объемы частей 72 и 82 пространства выполнены разными. В результате можно обеспечить множество диапазонов поглощаемых резонаторами 71 и 81 звуковых частот и улучшить эксплуатационные характеристики резонаторов 71 и 81.
[0053] В настоящем описании диапазоны поглощаемых звуковых частот обеспечивают путем выполнения резонаторов 71 и 81, имеющих разные объемы. Однако конфигурация не ограничена этим решением. Например, объемы частей пространств резонаторов могут быть выполнены одинаковыми, а коэффициенты перфорации перфорированных пластин, выполненных в каналах связи, могут быть разными. В этом случае также можно обеспечить диапазоны поглощаемых резонаторами звуковых частот и улучшить эксплуатационные характеристики резонаторов.
Список номеров позиций
[0054] 10 камера сгорания
11 устройство впрыска
12 жаровая труба
13 сопло
21 основной корпус устройства впрыска
22 инжектор
23 поверхность впрыска
24 периферийная стенка
31, 51, 61, 71, 81 резонатор
32 рама
33, 72, 82 пространство
34 направляющая пластина
35, 52, 62, 73, 83 канал связи
41, 53, 63, 64, 74, 84 перфорированная пластина
42, 54, 65, 66, 75, 85 коммуникационное отверстие
101 линия подачи горючего
102 линия подачи окисляющего агента

Claims (18)

1. Камера сгорания, содержащая:
устройство впрыска, выполненное с возможностью впрыскивания окисляющего агента и горючего из поверхности впрыска,
жаровую трубу, выполненную с возможностью образования газообразного
продукта сгорания путем сжигания окисляющего агента и горючего, впрыскиваемых из устройства впрыска,
резонатор, соединенный с возможностью сообщения с жаровой трубой через канал связи, и
перфорированную пластину, выполненную в канале связи,
причем резонатор представляет собой часть пространства, образованную рамой, и
канал связи образован направляющей пластиной, отделенной от плоской части рамы и расположенной параллельно плоской части на фиксированном расстоянии.
2. Камера сгорания по п. 1, в которой перфорированная пластина расположена на стороне жаровой трубы в канале связи так, чтобы быть обращенной к жаровой трубе.
3. Камера сгорания по п. 2, в которой множество резонаторов отстоят друг от друга с заданными интервалами в окружном направлении, при этом в каждом из резонаторов в канале связи выполнена перфорированная пластина.
4. Камера сгорания по п. 3, в которой множество перфорированных пластин имеет разные коэффициенты перфорации.
5. Камера сгорания по п. 3 или 4, в которой множество резонаторов имеет одинаковую наружную форму и разные объемы.
6. Камера сгорания по п. 1, в которой в перфорированной пластине сформировано ступенчатое отверстие.
7. Камера сгорания по п. 1, в которой множество перфорированных пластин расположено с заданными интервалами в направлении сообщения в канале связи.
8. Ракетный двигатель, содержащий:
камеру сгорания по п. 1,
устройство подачи окисляющего агента, выполненное с возможностью подачи окисляющего агента в камеру сгорания, и
устройство подачи горючего, выполненное с возможностью подачи горючего в камеру сгорания.
RU2018119354A 2015-11-02 2016-10-20 Камера сгорания и ракетный двигатель RU2698562C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2015215975A JP6679273B2 (ja) 2015-11-02 2015-11-02 燃焼器及びロケットエンジン
JP2015-215975 2015-11-02
PCT/JP2016/081163 WO2017077874A1 (ja) 2015-11-02 2016-10-20 燃焼器及びロケットエンジン

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2698562C1 true RU2698562C1 (ru) 2019-08-28

Family

ID=58661991

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018119354A RU2698562C1 (ru) 2015-11-02 2016-10-20 Камера сгорания и ракетный двигатель

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20180363589A1 (ru)
EP (1) EP3372820A4 (ru)
JP (1) JP6679273B2 (ru)
RU (1) RU2698562C1 (ru)
WO (1) WO2017077874A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2020056542A (ja) * 2018-10-02 2020-04-09 川崎重工業株式会社 航空機用のアニュラ型ガスタービン燃焼器
CN112431693B (zh) * 2020-11-19 2021-11-30 北京航空航天大学 针栓式喷注器、火箭发动机及火箭
US20220282688A1 (en) * 2021-03-08 2022-09-08 Raytheon Company Attenuators for combustion noise in dual mode ramjets and scramjets
US11867139B1 (en) * 2022-06-17 2024-01-09 Blue Origin, Llc Multi-volume acoustic resonator for rocket engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1576708A1 (ru) * 1988-05-16 1990-07-07 Войсковая часть 15644-Ж Устройство дл демпфировани колебаний газа в камере сгорани
RU2120560C1 (ru) * 1997-08-06 1998-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" Камера сгорания (варианты)
JP2006132505A (ja) * 2004-11-09 2006-05-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 音響装置、燃焼器及びガスタービン
RU105684U1 (ru) * 2010-09-08 2011-06-20 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя
RU2450154C1 (ru) * 2011-03-24 2012-05-10 Владимир Викторович Черниченко Жидкостный ракетный двигатель

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3483698A (en) * 1966-11-22 1969-12-16 United Aircraft Corp Combustion instability reduction device
DE3432607A1 (de) * 1984-09-05 1986-03-13 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Einrichtung zum daempfen von brennkammerschwingungen bei fluessigkeitsraketentriebwerken
DE69820173T2 (de) * 1997-08-29 2004-10-14 Hughes Electronics Corp., El Segundo Verbindungsring für eine Raketenbrennkammer
US6530221B1 (en) * 2000-09-21 2003-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Modular resonators for suppressing combustion instabilities in gas turbine power plants
JP3999644B2 (ja) * 2002-12-02 2007-10-31 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器、及びこれを備えたガスタービン
EP1568869B1 (en) * 2002-12-02 2016-09-14 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine combustor, and gas turbine with the combustor
US7080514B2 (en) * 2003-08-15 2006-07-25 Siemens Power Generation,Inc. High frequency dynamics resonator assembly
DE102005035085B4 (de) * 2005-07-20 2014-01-16 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zur Einstellung der akustischen Eigenschaften einer Brennkammer
US7827781B2 (en) * 2005-12-05 2010-11-09 Bendel Timothy B Liquid propellant rocket engine with pintle injector and acoustic dampening
JP2008202542A (ja) * 2007-02-21 2008-09-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器及びロケットエンジン
US9291104B2 (en) * 2007-11-21 2016-03-22 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Damping device and gas turbine combustor
JP5291790B2 (ja) * 2009-02-27 2013-09-18 三菱重工業株式会社 燃焼器およびこれを備えたガスタービン
US8789372B2 (en) * 2009-07-08 2014-07-29 General Electric Company Injector with integrated resonator
US8413443B2 (en) * 2009-12-15 2013-04-09 Siemens Energy, Inc. Flow control through a resonator system of gas turbine combustor
EP2385303A1 (en) * 2010-05-03 2011-11-09 Alstom Technology Ltd Combustion Device for a Gas Turbine
US8938976B2 (en) * 2011-05-20 2015-01-27 Siemens Energy, Inc. Structural frame for gas turbine combustion cap assembly
FR2977639B1 (fr) * 2011-07-07 2013-08-09 Snecma Element d'injection
JP5863460B2 (ja) * 2012-01-04 2016-02-16 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
JP6099093B2 (ja) * 2013-04-16 2017-03-22 三菱重工業株式会社 音響ダンパ装置
JP6258042B2 (ja) * 2014-01-17 2018-01-10 三菱重工業株式会社 減衰装置、燃焼器及びガスタービン

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1576708A1 (ru) * 1988-05-16 1990-07-07 Войсковая часть 15644-Ж Устройство дл демпфировани колебаний газа в камере сгорани
RU2120560C1 (ru) * 1997-08-06 1998-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" Камера сгорания (варианты)
JP2006132505A (ja) * 2004-11-09 2006-05-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 音響装置、燃焼器及びガスタービン
RU105684U1 (ru) * 2010-09-08 2011-06-20 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя
RU2450154C1 (ru) * 2011-03-24 2012-05-10 Владимир Викторович Черниченко Жидкостный ракетный двигатель

Also Published As

Publication number Publication date
JP6679273B2 (ja) 2020-04-15
EP3372820A1 (en) 2018-09-12
US20180363589A1 (en) 2018-12-20
JP2017089397A (ja) 2017-05-25
WO2017077874A1 (ja) 2017-05-11
EP3372820A4 (en) 2018-10-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2698562C1 (ru) Камера сгорания и ракетный двигатель
RU2568030C2 (ru) Демпфирующее устройство для уменьшения пульсаций камеры сгорания
US8127546B2 (en) Turbine engine fuel injector with helmholtz resonators
US8973365B2 (en) Gas turbine combustor with mounting for Helmholtz resonators
US9341375B2 (en) System for damping oscillations in a turbine combustor
US8474265B2 (en) Fuel nozzle for a turbine combustor, and methods of forming same
CN105716116B (zh) 喷射稀释空气的轴向分级混合器
RU2661440C2 (ru) Система (варианты) и способ демпфирования динамических процессов в камере сгорания
US11434851B2 (en) Systems and methods for air-breathing wave engines for thrust production
US10557439B2 (en) Injection device, combustor, and rocket engine with restrictors shaped to amplify predetermined pressure oscillation
CN103765107A (zh) 用于燃气轮机设备的燃烧室
RU2541478C2 (ru) Система форсунок и способ демпфирования такой системы форсунок
EP2522910B1 (en) Combustor Casing For Combustion Dynamics Mitigation
JP5787957B2 (ja) ロケット用噴射器、ロケット用燃焼器及び液体燃料ロケット
EP2851618A1 (en) Combustion system of a flow engine comprising a resonator
JP5455411B2 (ja) ロケット用噴射器
KR20160076472A (ko) 고온 가스 유동에 희석 공기를 혼합하기 위한 믹서
US11486336B2 (en) Propulsion device for liquid propellant rocket engine
RU2120560C1 (ru) Камера сгорания (варианты)
JP2015127633A (ja) 燃料ノズル、これを備えた燃焼器及びガスタービン
RU2725397C1 (ru) Щелевая смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя
RU2738391C2 (ru) Камера сгорания
RU2700801C1 (ru) Щелевая смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя
US11371711B2 (en) Rotating detonation combustor with offset inlet
CN117889013A (zh) 一种抑制燃气发生器一阶纵向振荡燃烧的谐振器及方法

Legal Events

Date Code Title Description
TC4A Change in inventorship

Effective date: 20191002