RU2746593C2 - Method of organizing working process of liquid rocket low-thrust engine - Google Patents
Method of organizing working process of liquid rocket low-thrust engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2746593C2 RU2746593C2 RU2019108543A RU2019108543A RU2746593C2 RU 2746593 C2 RU2746593 C2 RU 2746593C2 RU 2019108543 A RU2019108543 A RU 2019108543A RU 2019108543 A RU2019108543 A RU 2019108543A RU 2746593 C2 RU2746593 C2 RU 2746593C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- oxidizer
- working process
- low
- thrust
- Prior art date
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
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к способам организации рабочего процесса в жидкостном ракетном двигателе малой тяги на самовоспламеняющихся компонентах топлива. Изобретение также может быть использовано в авиационно-космической технике и агрегатах промышленной энергетики.The invention relates to rocket and space technology, and more specifically to methods of organizing a working process in a low-thrust liquid-propellant rocket engine on self-igniting propellants. The invention can also be used in aerospace engineering and industrial power generation units.
Известен способ организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя пересекающимися струями горючего и окислителя, подаваемыми в камеру сгорания струйными форсунками (М.В. Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1968, стр. 74). Под действием внешних и внутренних сил, в т.ч. механического воздействия друг на друга струи распадаются на капли окислителя и горючего, которые перемешивают и образуют топливную смесь. Смесь воспламеняют и сжигают в камере сгорания с образованием высокотемпературных продуктов, которые, истекая из газодинамического сопла ракетного двигателя, создают импульс тяги.A known method of organizing the working process of a liquid-propellant rocket engine by intersecting jets of fuel and oxidizer supplied to the combustion chamber by jet nozzles (MV Dobrovolsky. Liquid rocket engines. - M .: Mechanical Engineering, 1968, p. 74). Under the influence of external and internal forces, incl. mechanical action on each other, the jets disintegrate into drops of oxidizer and fuel, which mix and form a fuel mixture. The mixture is ignited and burned in the combustion chamber with the formation of high-temperature products, which, flowing out of the gas-dynamic nozzle of the rocket engine, create a thrust impulse.
Недостатком известного способа организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя является неравномерное распределение капель горючего и окислителя в факеле распыла и в объеме камеры сгорания, а вследствие этого происходит разброс соотношений компонентов топлива как вдоль камеры сгорания, так и в ее поперечном сечении, что приводит к снижению эффективности процессов смесеобразования и горения топлива. Диапазон температур горения топливной смеси может быть широким - от температур газифицированных компонентов топлива до стехиометрического.The disadvantage of the known method of organizing the working process of a liquid-propellant rocket engine is the uneven distribution of droplets of fuel and oxidizer in the spray plume and in the volume of the combustion chamber, and as a result, there is a scatter of the ratios of the fuel components both along the combustion chamber and in its cross-section, which leads to a decrease in efficiency processes of mixture formation and combustion of fuel. The combustion temperature range of the fuel mixture can be wide - from the temperatures of the gasified fuel components to the stoichiometric temperature.
Причины недостатка известного способа организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя кроются в особенностях распиливания струйных форсунок: относительно большая дальнобойность струи (более 70 мм при диаметре отверстия форсунки ~ 0,2 мм), малый угол распыливания (10-15)°, специфическая тонкость (средний диаметр капель 200÷500 мкм, максимальный диаметр капель, в основном, определяется диаметром отверстия струйной форсунки) и однородность распыливания (крупные капли расположены по оси, а мелкие - на периферии факела распыла) (В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. -3-е изд. - М: «Машиностроение», 1980, стр. 229, 239, 240).The reasons for the lack of the known method of organizing the working process of a liquid-propellant rocket engine lie in the features of cutting jet nozzles: a relatively long range of a jet (more than 70 mm with a nozzle hole diameter of ~ 0.2 mm), a small spray angle (10-15) °, specific fineness (average droplet diameter 200 ÷ 500 μm, the maximum droplet diameter is mainly determined by the diameter of the jet nozzle orifice) and the uniformity of spraying (large droplets are located along the axis, and small ones - at the periphery of the spray plume) (V.E. Alemasov, A.F. Dregalin , A. P. Tishin. The theory of rocket engines. -3rd ed. - M: "Mechanical engineering", 1980, pp. 229, 239, 240).
В маршевом жидкостном ракетном двигателе большой тяги, где имеются условия для выполнения необходимого и достаточного количества струйных форсунок, отрицательное влияние особенностей их распыливания на эффективность процессов смесеобразования и горения нивелируется попарным пересечением струй одного компонента, пресечением струй обоих компонентов, ударом струй о стенки (смесительный экрана, отражатель) и повторным (неоднократным) пересечением факелов распыла пересекающихся струй в объеме камеры сгорания.In a high-thrust cruise liquid-propellant rocket engine, where there are conditions for the implementation of the necessary and sufficient number of jet nozzles, the negative effect of the features of their spraying on the efficiency of mixture formation and combustion processes is leveled by the pairwise intersection of jets of one component, the suppression of jets of both components, the impact of jets on the walls (mixing screen , reflector) and repeated (repeated) crossing of spray plumes of intersecting jets in the volume of the combustion chamber.
Недостаток известного способа организации рабочего процесса существенно проявляется при организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги, в котором из-за малых расходов компонентов топлива и, соответственно, невозможности по технологическим и эксплуатационным причинам выполнения достаточного количества форсунок, сложно организовать эффективный рабочий процесс, например, одной парой струйных форсунок.The disadvantage of the known method of organizing the working process is significantly manifested when organizing the working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine, in which, due to the low consumption of propellant components and, accordingly, the impossibility for technological and operational reasons to perform a sufficient number of nozzles, it is difficult to organize an effective workflow, for example, one pair of jet nozzles.
Коэффициент удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя малой тяги на самовоспламеняющемся ракетном топливе "АТ-НДМГ" с известным способом организации рабочего процесса при номинальном уровне тяги 5,88 Н (0,60 кгс) не превышает 0,83. В то же время у современных жидкостных ракетных двигателей малой тяги с уровнем тяги 392 Н (40 кгс), у которых имеется возможность организации рабочего процесса необходимым количеством форсунок, коэффициент удельного импульса тяги составляет более 0,96The specific impulse coefficient of the low-thrust liquid-propellant rocket engine powered by the AT-NDMG self-igniting rocket fuel with a known method of organizing the working process at a nominal thrust level of 5.88 N (0.60 kgf) does not exceed 0.83. At the same time, modern low-thrust liquid-propellant rocket engines with a thrust level of 392 N (40 kgf), which have the ability to organize the working process with the required number of nozzles, have a specific thrust impulse ratio of more than 0.96
Несмотря на то, что пересекающиеся струи увеличивают угол распыливания до 60-100° и улучшают дробление капель, в рабочем процессе жидкостного ракетного двигателя малой тяги, организованном известным способом, образуются, в основном, три специфические области смесеобразования и, соответственно, три характерные зоны горения в камере сгорания.Despite the fact that the intersecting jets increase the spray angle to 60-100 ° and improve the crushing of drops, in the working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine, organized in a known way, mainly three specific areas of mixture formation and, accordingly, three characteristic combustion zones are formed in the combustion chamber.
Приосевая область смесеобразования формируется в результате перемешивания капель окислителя и горючего с примерно равным количеством движения, образования топливной смеси и направления ее по результирующему направлению вдоль оси камеры. Соответственно первая зона горения находится в приосевой области камеры сгорания.The near-axial area of mixture formation is formed as a result of mixing drops of the oxidizer and fuel with approximately equal amount of motion, the formation of the fuel mixture and its direction along the resulting direction along the axis of the chamber. Accordingly, the first combustion zone is located in the axial region of the combustion chamber.
Вторая зона смесеобразования организуется в результате перемешивания крупных капель окислителя и мелких капель горючего, не вступивших в жидкофазный контакт в приосевой области смесеобразования, и расположена в области распыливания окислителя потому, что крупные капли окислителя имеют большее количество движения и увлекают за собой более мелкие капли горючего с меньшим количеством движения. Поэтому результирующее направление движения такой топливной смеси ближе к направлению распыливания окислителя. Следовательно, вторая зона горения расположена в области распыливания окислителя.The second zone of mixture formation is organized as a result of mixing large drops of oxidizer and small drops of fuel that have not entered liquid-phase contact in the near-axial region of mixture formation, and is located in the area of oxidizer spraying because large drops of oxidizer have a greater amount of motion and entrain smaller drops of fuel with less movement. Therefore, the resulting direction of movement of such a fuel mixture is closer to the direction of atomization of the oxidant. Consequently, the second combustion zone is located in the area of the spray of the oxidant.
Третья зона смесеобразования образуется в результате перемешивания крупных капель горючего и мелких капель окислителя, не вступивших в жидкофазный контакт в приосевой области смесеобразования, и расположена в области распыливания горючего потому, что крупные капли горючего имеют большее количество движения и увлекают за собой более мелкие капли окислителя с меньшим количеством движения. Поэтому результирующее направление движения такой топливной смеси ближе к направлению распыливания горючего. Следовательно, третья зона горения организуется в области факела распыла горючего.The third zone of mixture formation is formed as a result of mixing large droplets of fuel and small droplets of an oxidizer that have not entered liquid-phase contact in the near-axial region of mixture formation, and is located in the area of fuel atomization because large droplets of fuel have a greater amount of motion and entrain smaller droplets of oxidizer with less movement. Therefore, the resulting direction of movement of such a fuel mixture is closer to the direction of atomization of the fuel. Consequently, the third combustion zone is organized in the area of the fuel spray plume.
Отечественные жидкостные ракетные двигатели малой тяги работают, в основном, на долгохранимом самовоспламеняющемся ракетном топливе "АТ-НДМГ" с соотношением компонентов топлива 1,85. В известном способе организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги на этом топливе соотношение компонентов топлива в приосевой области смесеобразования находится на уровне 1,85, температура продуктов сгорания при этом соотношении составит 3001°К (Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. и др. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания, т. IV. - М.: АН СССР, ВИНИТИ, 1973. стр. 33-194).Domestic low-thrust liquid-propellant rocket engines operate mainly on long-term self-igniting AT-NDMG rocket fuel with a propellant ratio of 1.85. In the known method of organizing the working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine on this fuel, the ratio of the fuel components in the axial mixture formation region is at the level of 1.85, the temperature of the combustion products at this ratio will be 3001 ° K (Alemasov V.E., Dregalin A.F. , Tishin AP et al. Thermodynamic and thermophysical properties of combustion products, vol. IV. - M .: AN SSSR, VINITI, 1973. pp. 33-194).
Во второй области смесеобразования масса капель окислителя больше, чем масса капель горючего, соотношение компонентов топлива превышает 1,85. По мере дальнейшего движения капель в камере сгорания и выгорания горючего соотношение компонентов топлива увеличивается до стехиометрического и выше. Возможна реализации местного соотношения компонентов топлива на уровне 2,919, при котором температура продуктов сгорания повышается до максимального значения для данного топлива 3210°К, а далее с увеличением соотношения компонентов топлива температура продуктов сгорания снижается до температуры газифицированного окислителя.In the second region of mixture formation, the mass of the oxidizer droplets is greater than the mass of the fuel droplets, the ratio of the fuel components exceeds 1.85. As the droplets move further in the combustion chamber and the fuel burns out, the ratio of the fuel components increases to stoichiometric and higher. It is possible to realize the local ratio of fuel components at the level of 2.919, at which the temperature of the combustion products rises to the maximum value for a given fuel of 3210 ° K, and then with an increase in the ratio of the fuel components, the temperature of the combustion products decreases to the temperature of the gasified oxidizer.
В третьей области смесеобразования, где масса капель окислителя меньше, чем масса капель горючего, соотношение компонентов топлива менее 1,85. По мере дальнейшего движения капель в камере сгорания и выгорания окислителя соотношение компонентов топлива становится еще меньше, а температура продуктов сгорания падает до температуры самостоятельного разложения горючего (~743°К) и менее.In the third region of mixture formation, where the mass of the oxidizer droplets is less than the mass of the fuel droplets, the ratio of the fuel components is less than 1.85. As the droplets move further in the combustion chamber and the oxidizer burns out, the ratio of the fuel components becomes even lower, and the temperature of the combustion products drops to the temperature of the fuel self-decomposition (~ 743 ° K) and less.
Эти недостатки частично, но не полностью устраняются в способе организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги путем жидкофазного смешения при взаимодействии пленок компонентов топлива (Пути совершенствования рабочего процесса ЖРДМТ на самовоспламеняющихся компонентах топлива [Текст] / В.Е. Нигодюк, А.В. Сулинов // Вестник СГАУ. -2012. -№3 (34). - С. 104, рисунок 1).These shortcomings are partially, but not completely eliminated in the method of organizing the working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine by liquid-phase mixing during the interaction of films of propellant components (Ways to improve the working process of liquid-propellant rocket engines based on self-igniting propellant components [Text] / V.E. Sulinov // Bulletin of SSAU. -2012. -№3 (34). - P. 104, figure 1).
В известном способе организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги струи горючего и окислителя преобразуют в соответствующие пленки (пелены) путем соударения их под определенным углом со смесительными экранами (отражателями) клинового смесительного элемента, находящегося между струями и ориентированного ребром в камеру сгорания. Затем пелены стекают по смесительным экранам и взаимодействуют друг с другом на ребре клинового смесительного элемента. При механическом воздействии друг на друга пелены распадаются на капли окислителя и горючего, которые перемешивают и образуют топливную смесь. Смесь в камере сгорания воспламеняют и сжигают с образованием высокотемпературных продуктов, которые, истекая из газодинамического сопла ракетного двигателя, создают импульс тяги.In the known method for organizing the working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine, the jets of fuel and oxidizer are converted into corresponding films (sheets) by impacting them at a certain angle with mixing screens (reflectors) of a wedge mixing element located between the jets and oriented by the rib into the combustion chamber. Then the sheets flow down the mixing screens and interact with each other on the edge of the wedge mixing element. When mechanically acting on each other, the sheets disintegrate into drops of oxidizer and fuel, which mix and form a fuel mixture. The mixture in the combustion chamber is ignited and burned with the formation of high-temperature products, which, flowing out of the gas-dynamic nozzle of the rocket engine, create a thrust impulse.
Преимущество известного способа организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги заключаются в том, что пелены в связи с их низкой устойчивостью и малой толщиной по сравнению со струями имеют меньшую дальнобойность, лучшую тонкость и однородность распыливания. Толщина пелены на смесительных экранах (отражателях) клинового смесительного элемента так же, как толщина пелены центробежной форсунки может быть порядка (25-250) мкм (В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. -3-е, изд. - М.: «Машиностроение», 1980, стр. 239), соответственно, средний диаметр капель может быть в диапазоне 25÷250 мкм, а максимальный диаметр капель - не более 250 мкм.The advantage of the known method of organizing the working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine is that the sheets, due to their low stability and small thickness, compared to jets, have a shorter range, better fineness and uniformity of spraying. The thickness of the shroud on the mixing screens (reflectors) of the wedge mixing element, as well as the thickness of the shroud of a centrifugal nozzle, can be on the order of (25-250) microns (V.E. Alemasov, A.F.Dregalin, A.P. Tishin. Theory of rocket engines . -3rd, ed. - M .: "Mashinostroenie", 1980, p. 239), respectively, the average droplet diameter can be in the range of 25 ÷ 250 microns, and the maximum droplet diameter - no more than 250 microns.
Недостатком известного способа организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги, несмотря на то, что тонкость распыла его пелены приблизительно в два раза меньше, чем тонкость распыла струйной форсунки, является также, как в способе организации рабочего процесса пересекающимися струями, но в меньшей мере неравномерное распределение капель горючего и окислителя в факеле распыла и в объеме камеры сгорания при смесеобразовании, а вследствие этого меньший разброс соотношений компонентов топлива как вдоль камеры сгорания, так и в ее поперечном сечении, что приводит к снижению эффективности процессов смесеобразования и горения топлива. Диапазон температур горения топливной смеси также, как и в рабочем процессе с пересекающимися струями, может находиться в пределах от температур газифицированных компонентов топлива до стехиометрического.The disadvantage of the known method of organizing the working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine, despite the fact that the fineness of the spray of its veil is approximately two times less than the fineness of the spray of the jet nozzle, is the same as in the method of organizing the working process by intersecting jets, but to a lesser extent uneven the distribution of droplets of fuel and oxidizer in the spray plume and in the volume of the combustion chamber during mixture formation, and as a result, a smaller spread of the ratios of the fuel components both along the combustion chamber and in its cross section, which leads to a decrease in the efficiency of the processes of mixture formation and fuel combustion. The combustion temperature range of the fuel mixture, as well as in the working process with intersecting jets, can range from the temperatures of the gasified fuel components to the stoichiometric temperature.
Причины недостатка известного способа организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги кроются в особенностях образования пелен горючего и окислителя на смесительных экранах и взаимодействия их друг с другом на ребре клинового смесительного элемента.The reasons for the lack of the known method of organizing the working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine are rooted in the peculiarities of the formation of shrouds of fuel and oxidizer on the mixing screens and their interaction with each other on the edge of the wedge mixing element.
Толщины пелены в поперечном сечении (перпендикулярном направлению движения компонента топлива) и скорости движения компонента топлива по смесительному экрану клинового смесительного элемента неравномерные. В середине пелены скорость компонента топлива максимальная и равна приблизительно скорости истечения его из струйной форсунки, толщина пелены минимальная. По краям пелены скорость компонента топлива минимальная, толщина пелены максимальная. Имеется жгутование пелены по краям (Агеенко Ю.И. Исследование параметров смесеобразования и методический подход к расчетам и проектированию ЖРДМТ со струйно-центробежной схемой смешения компонентов AT и НДМГ на стенке камеры сгорания [Текст] // Вестник СГАУ. -2009. -№3 (19). - С. 173, рисунок 2). Из этого следует, что диаметры капель в середине пелены меньше, чем по краям.The thickness of the shroud in the cross section (perpendicular to the direction of movement of the fuel component) and the speed of movement of the fuel component along the mixing screen of the wedge mixing element are uneven. In the middle of the shroud, the velocity of the fuel component is maximum and is approximately equal to the speed of its outflow from the jet nozzle, the thickness of the shroud is minimal. At the edges of the shroud, the velocity of the propellant component is minimal, and the thickness of the shroud is maximal. There is a bundling of the shroud along the edges (Ageenko Yu.I. Study of the parameters of mixture formation and a methodological approach to the calculation and design of liquid-propellant rocket engines with a jet-centrifugal scheme for mixing the AT and UDMG components on the wall of the combustion chamber [Text] // Bulletin of SSAU. -2009. -№3 (19). - P. 173, Figure 2). It follows from this that the diameters of the drops in the middle of the sheet are smaller than at the edges.
Кроме того, из-за различий в физико-химических свойствах компонентов топлива ширина пелен окислителя и горючего на выходе из смесительных экранов могут быть разными, следовательно, части компонентов топлива, не встретившиеся на ребре, будут исключены из процессов смесеобразования и горения в виде чистых потерь.In addition, due to differences in the physicochemical properties of the fuel components, the width of the shroud of the oxidizer and the fuel at the outlet of the mixing screens can be different, therefore, the parts of the fuel components that are not found on the rib will be excluded from the processes of mixture formation and combustion in the form of net losses. ...
Коэффициент удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя малой тяги на самовоспламеняющемся ракетном топливе "АТ-НДМГ" с известным способом организации рабочего процесса при номинальном уровне тяги 2,94 Н (0,30 кгс) составляет не более 0,85.The specific impulse coefficient of the low-thrust liquid-propellant rocket engine powered by the AT-NDMG self-igniting rocket fuel with a known method of organizing the working process at a nominal thrust level of 2.94 N (0.30 kgf) is no more than 0.85.
Задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и организация более эффективного рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги на самовоспламеняющихся компонентах топлива и повышение его коэффициента удельного импульса тяги.The objective of the present invention is to eliminate the above disadvantages and to organize a more efficient working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine on self-igniting propellants and to increase its specific thrust impulse coefficient.
Решение задачи заключается в том, что в способе организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги, заключающемся в подаче самовоспламеняющихся компонентов топлива в камеру посредством струйных форсунок, получении пелен горючего и окислителя с последующим смесеобразованием и воспламенением в предкамере, сжиганием в камере сгорания, согласно изобретению струи компонентов топлива преобразуют в пелены под действием центробежных сил и направляют вдоль приосевой области предкамеры и камеры сгорания.The solution to the problem lies in the fact that in the method of organizing the working process of a low-thrust liquid-propellant rocket engine, which consists in supplying self-igniting propellants to the chamber by means of jet nozzles, obtaining sheets of fuel and oxidizer, followed by mixture formation and ignition in the prechamber, combustion in the combustion chamber, according to the invention jets of propellant components are transformed into shrouds under the action of centrifugal forces and directed along the axial region of the prechamber and combustion chamber.
В предпочтительном варианте струи компонентов топлива преобразуют в пелены в вихревых камерах прямоугольного сечения. Кроме того, пелены горючего и окислителя на выходе из смесительных экранов имеют одинаковые толщину и ширину.In a preferred embodiment, the jets of propellants are converted into sheets in vortex chambers of rectangular cross-section. In addition, the sheets of fuel and oxidizer at the outlet of the mixing screens have the same thickness and width.
Предлагаемый способ организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги схематически представлен на прилагаемых чертежах (фиг. 1-3).The proposed method for organizing the working process in the chamber of a low-thrust liquid-propellant rocket engine is schematically shown in the accompanying drawings (Figs. 1-3).
На фиг. 1 приведена общая схема способа организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги. На фиг. 2 схематически показаны методы преобразования струй компонентов топлива в пелены цилиндрическими экранами и подачи пелен в приосевую область предкамеры, процессы смесеобразования, воспламенения и горения в камере сгорания. На фиг. 3 представлена взаимосвязь пелен горючего и окислителя перед подачей их из цилиндрических экранов вдоль приосевой области предкамеры.FIG. 1 shows a general diagram of a method for organizing a working process in a chamber of a low-thrust liquid propellant rocket engine. FIG. 2 schematically shows the methods of converting jets of propellant components into sheets of cylindrical screens and supply of sheets to the axial region of the prechamber, the processes of mixture formation, ignition and combustion in the combustion chamber. FIG. 3 shows the relationship between the shroud of the fuel and the oxidizer before they are fed from the cylindrical screens along the axial region of the antechamber.
На чертежах приведена схема устройства для осуществления способа организации рабочего процесса.The drawings show a diagram of a device for implementing a method for organizing a workflow.
Устройство включает камеру сгорания 1 с примыкающей к ней предкамерой 2, тангенциальный подвод 3 для получения струи окислителя 4, вихревую камеру 5 с прямоугольным сечением и цилиндрическим экраном 6. Струя окислителя преобразуется в пристеночный слой 7. Через тангенциальный подвод 8 горючее подают в виде струи 9 в вихревую камеру 10 на цилиндрический экран 11 с образованием пристеночного слоя 12. Плоские пелены 13 и 14 заданной ширины поступают в предкамеру 2 и встречаются в приосевой области 15. В зоне 16 образуется топливная смесь. Условная граница 17 отделяет ее от зоны воспламенения 18. Реакции процесса самовоспламенения заканчиваются на условной границе 19. В зоне 20 происходит горение компонентов топлива.The device includes a combustion chamber 1 with an
В предложенном способе организации рабочего процесса окислитель подают тангенциальными подводами 3 в виде струи 4 на цилиндрический экран 6. На цилиндрическом экране струю под действием центробежных сил преобразуют в пристеночный слой 7, который направляют далее в виде плоской пелены 13 определенной толщины вдоль приосевой области 15 предкамеры 2. Горючее подают тангенциальными подводами 8 в виде струи 9 на цилиндрический экран 11. На цилиндрическом экране струю под действием центробежных сил преобразуют в пристеночный слой 12, который направляют далее также в виде плоской пелены 14 определенной толщины вдоль приосевой области 15 предкамеры 2. После выхода из вихревых камер плоские пелены окислителя и горючего под действием внутренних и внешних сил распадаются на капли окислителя и горючего. Капли окислителя и горючего направляют по траекториям, определяемым их радиальными и осевыми скоростями, сталкивают в приосевой области 15, разбивают на более мелкие капли, перемешивают и в зоне 16 образуют топливную смесь. В результате жидкофазного контакта капель окислителя и горючего топливную смесь воспламеняют в зоне 18, ограниченной границами 17 и 19 периода самовоспламенения, и сжигают в объеме камеры сгорания 1 с образованием высокотемпературных продуктов сгорания, которые, истекая из газодинамического сопла жидкостного ракетного двигателя малой тяги, создают импульс тяги.In the proposed method of organizing the working process, the oxidizer is fed by
В предпочтительном варианте предложенного способа организации рабочего процесса окислитель подают тангенциальными подводами в виде струи в вихревую камеру 5 прямоугольного сечения. На цилиндрическом экране 6 вихревой камеры струю под действием центробежных сил преобразуют в пристеночный слой, который направляют далее в виде плоской пелены определенной толщины и ширины вдоль приосевой области предкамеры.In a preferred embodiment of the proposed method of organizing the working process, the oxidizer is fed by tangential feeds in the form of a jet into a vortex chamber 5 of rectangular cross-section. On the
Горючее подают тангенциальными подводами в виде струи в вихревую камеру 10 также прямоугольного сечения. На цилиндрическом экране 11 струю под действием центробежных сил преобразуют в пристеночный слой, который направляют далее также в виде плоской пелены 14 определенной толщины и ширины вдоль приосевой области предкамеры. Кроме того, пелены горючего и окислителя на выходе из смесительных экранов могут быть одинаковой толщины и ширины.The fuel is supplied by tangential feeds in the form of a jet into the
При включении жидкостного ракетного двигателя малой тяги на самовоспламеняющихся компонентах топлива с предложенным способом организации рабочего процесса компоненты топлива поступают на входы в струйные форсунки, которые направляют их в виде струй на смесительные экраны. Под действием центробежных сил на цилиндрических смесительных экранах струи преобразуются в пристеночные слои горючего и окислителя. Пристеночные слои истекают из смесительных экранов вдоль приосевой области предкамеры в виде сплошных плоских пелен горючего и окислителя определенной толщины и ширины. После выхода из смесительных экранов плоские пелены окислителя и горючего под действием внутренних и внешних сил распадаются на капли окислителя и горючего, максимальные диаметры которых соответствуют толщинам соответствующих пелен. Капли окислителя и горючего направляют по траекториям, определяемым радиальными и осевыми скоростями пелен на выходе из смесительных экранов, сталкивают в приосевой области предкамеры, разбивают друг друга на более мелкие капли, перемешивают и образуют топливную смесь. Происходит жидкофазный контакт, воспламенение, горение компонентов топлива и формирование высокотемпературного ядра потока в приосевой области камере сгорания.When a low-thrust liquid-propellant rocket engine on self-igniting propellants with the proposed method of organizing the working process is turned on, the propellant components enter the inlets of the jet nozzles, which direct them in the form of jets to the mixing screens. Under the action of centrifugal forces on the cylindrical mixing screens, the jets are converted into near-wall layers of fuel and oxidizer. The near-wall layers flow out of the mixing screens along the axial region of the prechamber in the form of continuous flat sheets of fuel and oxidizer of a certain thickness and width. After leaving the mixing screens, the flat sheets of oxidizer and fuel, under the action of internal and external forces, disintegrate into oxidizer and fuel droplets, the maximum diameters of which correspond to the thicknesses of the corresponding sheets. Drops of oxidizer and fuel are directed along trajectories determined by the radial and axial velocities of the sheets at the outlet of the mixing screens, collide in the axial region of the prechamber, break each other into smaller droplets, mix and form a fuel mixture. There is a liquid-phase contact, ignition, combustion of fuel components and the formation of a high-temperature flow core in the axial region of the combustion chamber.
В предпочтительном варианте предложенного способа организации рабочего процесса горючее и окислитель из цилиндрических экранов вихревых камер направляют вдоль приосевой области предкамеры в виде плоских пелен определенной толщины и ширины, в т.ч. одинаковой толщины и ширины.In a preferred embodiment of the proposed method of organizing the working process, the fuel and the oxidizer from the cylindrical screens of the vortex chambers are directed along the axial region of the antechamber in the form of flat sheets of a certain thickness and width, incl. the same thickness and width.
По мере движения непрореагировавших капель вдоль оси камеры сгорания продукты смесеобразования и неполного сгорания интенсифицируют процессы смесеобразования и горения в ядре потока до полного выгорания компонентов топлива, повышая полноту сгорания.As the unreacted droplets move along the axis of the combustion chamber, the products of mixture formation and incomplete combustion intensify the processes of mixture formation and combustion in the stream core until the fuel components are completely burned out, increasing the completeness of combustion.
Прекращение рабочего процесса и останов жидкостного ракетного двигателя малой тяги производится отсечкой подачи компонентов топлива в камеру.The termination of the working process and the shutdown of the low-thrust liquid-propellant rocket engine is performed by cutting off the supply of propellants to the chamber.
При повторном включении жидкостного ракетного двигателя малой тяги вышеописанный рабочий процесс повторяется вновь.When the low-thrust liquid-propellant rocket engine is turned on again, the above-described workflow is repeated again.
Наиболее успешно заявленный способ организации рабочего процесса может быть применен в жидкостных ракетных двигателях малой тяги на самовоспламеняющихся компонентах топлива с уровнем тяги менее 10 Н, где по технологическим и эксплуатационным причинам нет возможности выполнения необходимого и достаточного количества форсунок для создания эффективного рабочего процесса.The most successfully declared method of organizing the working process can be applied in low-thrust liquid-propellant rocket engines on self-igniting propellants with a thrust level of less than 10 N, where, for technological and operational reasons, it is not possible to perform the necessary and sufficient number of nozzles to create an effective working process.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019108543A RU2746593C2 (en) | 2019-03-25 | 2019-03-25 | Method of organizing working process of liquid rocket low-thrust engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019108543A RU2746593C2 (en) | 2019-03-25 | 2019-03-25 | Method of organizing working process of liquid rocket low-thrust engine |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2019108543A RU2019108543A (en) | 2020-09-25 |
| RU2019108543A3 RU2019108543A3 (en) | 2020-10-07 |
| RU2746593C2 true RU2746593C2 (en) | 2021-04-16 |
Family
ID=72912823
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019108543A RU2746593C2 (en) | 2019-03-25 | 2019-03-25 | Method of organizing working process of liquid rocket low-thrust engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2746593C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2405465A (en) * | 1943-05-07 | 1946-08-06 | Aerojet Engineering Corp | Jet propulsion motor |
| US3446024A (en) * | 1965-12-13 | 1969-05-27 | United Aircraft Corp | Axial concentric sheet injector |
| RU2192556C2 (en) * | 2000-06-22 | 2002-11-10 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Method of organizing working process in liquid propellant thruster |
| RU2535596C1 (en) * | 2013-05-06 | 2014-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor |
-
2019
- 2019-03-25 RU RU2019108543A patent/RU2746593C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2405465A (en) * | 1943-05-07 | 1946-08-06 | Aerojet Engineering Corp | Jet propulsion motor |
| US3446024A (en) * | 1965-12-13 | 1969-05-27 | United Aircraft Corp | Axial concentric sheet injector |
| RU2192556C2 (en) * | 2000-06-22 | 2002-11-10 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Method of organizing working process in liquid propellant thruster |
| RU2535596C1 (en) * | 2013-05-06 | 2014-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2019108543A3 (en) | 2020-10-07 |
| RU2019108543A (en) | 2020-09-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6983586B2 (en) | Two-stage pulse detonation system | |
| CN109931628B (en) | Annular cavity rotational flow opposite-spraying structure based on RDE combustion chamber | |
| US4644746A (en) | Gas compressor for jet engine | |
| US8683780B2 (en) | Gas turbine engine and pulse detonation combustion system | |
| US3748852A (en) | Self-stabilizing pressure compensated injector | |
| CA2784422A1 (en) | Pulse detonation combustor with plenum | |
| US3067582A (en) | Method and apparatus for burning fuel at shear interface between coaxial streams of fuel and air | |
| WO2016060581A1 (en) | Device and method for organizing the operating process of a jet engine | |
| US4930309A (en) | Gas compressor for jet engine | |
| US2929208A (en) | Propellant injection head for jet propulsion system | |
| US6666016B2 (en) | Mixing enhancement using axial flow | |
| US5146741A (en) | Gaseous fuel injector | |
| RU2746593C2 (en) | Method of organizing working process of liquid rocket low-thrust engine | |
| SE454719B (en) | SELF-IGNITIONING COMBUST TYPE COMBUSTION ENGINE | |
| RU2724069C1 (en) | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant | |
| Candel et al. | Group combustion in spray flames | |
| RU2262000C2 (en) | Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion | |
| US20100077726A1 (en) | Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines | |
| RU2192555C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
| US3863442A (en) | Annular sheet and variable area injection | |
| RU2755862C2 (en) | Low-thrust liquid rocket engine | |
| RU2720657C2 (en) | Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine | |
| US3017747A (en) | Jet engine thrust augmentation system | |
| CN116293802B (en) | Super-combustion ramjet engine combustion chamber based on shock wave system ignition and backflow flame stabilization | |
| RU2154184C2 (en) | Method of mixing of hypergolic propellants |