RU2490505C1

RU2490505C1 - Liquid-propellant engine chamber

Info

Publication number: RU2490505C1
Application number: RU2012126668/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Викторович Черниченко; Виталий Борисович Шепеленко; Валерий Александрович Чернышов
Original assignee: Владимир Викторович Черниченко
Priority date: 2012-06-27
Filing date: 2012-06-27
Publication date: 2013-08-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: liquid-propellant engine chamber includes a regeneratively cooled combustion chamber with critical section and a nozzle, a mixing head including a housing, an oxidiser supply unit, mainly oxygen, main fuel supply unit, additional fuel supply unit and a fire bottom unit. In the above units there installed in concentric circles are coaxial uniaxial-jet injectors forming central and peripheral zones. The above coaxial uniaxial-jet injectors include a hollow tip attaching the oxidiser cavity to combustion zone, a sleeve enveloping the tip with a gap and attaching the cavity of the first fuel to combustion zone; in tips at least of injectors if the central zone in the outlet part there are radially located slots mad in the form of alternating projections and cavities. Radially located slots are made so that perimetre of central part of the jet part, which is restricted with beam generatrixes, is not more than 3s, and beam length is 2.3?2.5s, where s is beam thickness. Number of beams is equal to three; in the sleeve between projections of the tip there are channels, the outlet part of which opens to combustion zone made in the sleeve housing, and the inlet part is connected to the additional fuel cavity. The above cavity in the sleeve housing is connected through tangential channels to a annular groove made on the sleeve end and connected to combustion zone.EFFECT: invention provides increased economy of an operating process at operation of a mixing head of the chamber.6 dwg

Description

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно работающих на трехкомпонентном топливе.The invention relates to the field of power plants, and in particular to devices for mixing and atomizing fuel components, and can be used in the development of chambers of liquid rocket engines (LRE), especially those operating on three-component fuel.

На настоящем этапе развития космических транспортных средств сложилась ситуация, когда возможности по совершенствованию химических ракетных двигателей традиционных типов (на основе стационарных или медленно протекающих рабочих процессов) практически полностью исчерпаны и ограничены незначительным улучшением энерго-массовых характеристик, достигаемым, как правило, в ущерб надежности, безопасности и экологичности.At the present stage of the development of space vehicles, a situation has arisen when the opportunities for improving traditional-type chemical rocket engines (based on stationary or slowly running work processes) are almost completely exhausted and limited by a slight improvement in energy-mass characteristics, achieved, as a rule, to the detriment of reliability, safety and environmental friendliness.

Для разработки в дальнейшем наиболее эффективных одноступенчатых систем выведения необходимо создание ЖРД нового поколения, работающих при использовании с жидким кислородом двух горючих - водорода и углеводородного горючего (УВГ), чаще всего, керосина. Основным преимуществом трехкомпонентных ЖРД по сравнению с двухкомпонентными кислородно-водородными двигателями является уменьшение потребных запасов водорода в 1,5…2 раза, что позволит сократить затраты на выведение полезной нагрузки. Это обеспечит также уменьшение "сухой" массы конструкции носителя. Проведенные исследования показали конкурентоспособность и значительную эффективность ЖРД, работающих на трехкомпонентном топливе (жидкий кислород - углеводородное горючее/керосин - жидкий водород).To develop further the most effective single-stage excretion systems, it is necessary to create a new generation liquid-propellant rocket engine that works when using two fuels with liquid oxygen - hydrogen and hydrocarbon fuel (UVH), most often, kerosene. The main advantage of a three-component liquid-propellant rocket engine compared to two-component oxygen-hydrogen engines is a reduction in the required hydrogen reserves by 1.5 ... 2 times, which will reduce the cost of removing the payload. This will also provide a reduction in the “dry” mass of the carrier structure. Studies have shown the competitiveness and significant efficiency of liquid propellant rocket engines operating on three-component fuel (liquid oxygen - hydrocarbon fuel / kerosene - liquid hydrogen).

Известна камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи водорода, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, цилиндрическую часть камеры с критическим сечением, сопло (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989 г., 420 стр. Камера ЖРД SSME, стр.122-123 - прототип).A known chamber of a liquid-propellant rocket engine comprising a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a hydrogen supply unit, a firing plate, coaxial coaxial-jet nozzles including a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip and connecting the cavity with a gap fuel with a combustion zone located in the mixing head along concentric circles and forming the central and peripheral zones, the cylindrical part of the chamber with a critical section, o (Gahun GG et al Construction and design of liquid-propellant rocket engines, Moscow, Mechanical Engineering, 1989, at page 420 LRE chamber SSME, str.122-123 -.. prototype).

Указанная камера работает следующим образом.The specified camera operates as follows.

Окислитель из полости блока подачи окислителя смесительной головки по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования. Горючее из полости блока охлаждения огневого днища подается в камеру сгорания. Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в поступает в камеру сгорания. В камере сгорания компоненты перешиваются, воспламеняются и сгорают.The oxidizing agent from the cavity of the oxidizer supply unit of the mixing head through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber for further use. Fuel from the cavity of the firing base cooling unit is supplied to the combustion chamber. The generator gas from the cavity of the generator gas block through the channels inside the nozzles enters into the combustion chamber. In the combustion chamber, the components are altered, ignited and burned.

Основными недостатками данной камеры является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования, а также невозможность применения указанной камеры для работы на трехкомпонентном топливе.The main disadvantages of this chamber is the insufficiently high value of the completeness of the working process, due to the imperfection of the adopted mixture formation system, as well as the impossibility of using this chamber to operate on three-component fuel.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, применение которой позволит обеспечить повышенную экономичность рабочего процесса при работе смесительной головки камеры как в качестве трехкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-керосин-водород», так и в качестве двухкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-водород».The objective of the invention is to remedy these disadvantages and create a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine, the use of which will allow for increased efficiency of the working process when the mixing head of the chamber is used as a three-component, on oxygen-kerosene-hydrogen fuel components, or as a two-component, on oxygen-hydrogen fuel components.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенная камера жидкостного ракетного двигателя, согласно изобретению, содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно, кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища, при этом в указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны, причем упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем радиально расположенные пазы выполнены таким образом, что периметр центральной части струи, ограниченный образующими лучей, составляет не более 3s, длина луча - 2,3…2,5s, где s - толщина луча, при этом число лучей равно трем, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в полость, выполненную в корпусе втулки, а входная - соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом указанная полость в корпусе втулки соединена тангенциальными каналами с кольцевой проточкой, выполненной на торце втулки и соединенной с зоной горения.The solution to this problem is achieved by the fact that the proposed chamber of a liquid-propellant rocket engine, according to the invention, contains a regeneratively cooled combustion chamber with a critical section and a nozzle, a mixing head including a housing, an oxidizer, mainly oxygen, supply unit, a main fuel supply unit, an additional fuel supply unit , the block of the firing bottom, while in these blocks along concentric circles mounted coaxial coaxial-jet nozzles forming a central and peripheral zones, wherein said coaxial coaxial-jet nozzles include a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the first fuel cavity to the combustion zone, while at least the nozzles of the central zone in the outlet part have tips radially spaced grooves made in the form of alternating protrusions and depressions, and the radially spaced grooves are made in such a way that the perimeter of the central part of the jet, limited by the generatrices, it is no more than 3s, the beam length is 2.3 ... 2.5s, where s is the beam thickness, and the number of rays is three, and in the bushing, between the protrusions of the tip, channels are made, the output part of which opens into a cavity made in the housing of the sleeve, and the inlet is connected to the cavity of the additional fuel, while the specified cavity in the sleeve body is connected by tangential channels with an annular groove made at the end of the sleeve and connected to the combustion zone.

Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показана камера ЖРД, на фиг.2 - смесительная головка камеры ЖРД, на фиг.3 - осевой разрез соосно-струйной форсунки, на фиг.4 - поперечный разрез выходной части соосно-струйной форсунки с трехлучевой выходной частью наконечника, на фиг.5 - поперечный разрез выходной части соосно-струйной форсунки с трехлучевой выходной частью наконечника в районе входа в каналы дополнительного горючего, на фиг.6 - вид на форсунку со стороны огневого днища.The essence of the proposed invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows the LRE chamber, Fig. 2 shows the mixing head of the LRE chamber, Fig. 3 shows an axial section of a coaxial-jet nozzle, and Fig. 4 is a cross-sectional view of the outlet part of a coaxial-jet nozzle. with a three-beam output part of the tip, Fig. 5 is a cross-sectional view of the output part of the coaxial-jet nozzle with a three-beam output part of the tip at the entrance to the additional fuel channels, Fig. 6 is a view of the nozzle from the fire bottom side.

Соосно-струйная форсунка смесительной головки предложенной камеры сгорания содержит полый наконечник 1, с осевым каналом 2 внутри него, соединяющим полость окислителя с полостью камеры сгорания. В выходной части наконечника выполнены радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов 3 и впадин 4. На наконечник 1 с кольцевым зазором 5 установлена втулка 6, соединяющая полость между втулкой и наконечником с полостью камеры сгорания. Во втулке 6, между выступами 3 наконечника, выполнены каналы 7, выходная часть 8 которых открывается в зону горения, входная 9 - соединяется с полостью блока подачи керосина при помощи каналов 10, при этом наружный профиль каналов 7 эквидистантен профилю выходной части наконечника 1.The coaxial jet nozzle of the mixing head of the proposed combustion chamber contains a hollow tip 1, with an axial channel 2 inside it, connecting the cavity of the oxidizer with the cavity of the combustion chamber. In the output part of the tip there are made radially arranged grooves made in the form of alternating protrusions 3 and depressions 4. A sleeve 6 is installed on the tip 1 with an annular gap 5, connecting the cavity between the sleeve and the tip with the cavity of the combustion chamber. In the sleeve 6, between the protrusions 3 of the tip, channels 7 are made, the output part 8 of which opens into the combustion zone, the input 9 is connected to the cavity of the kerosene supply unit using channels 10, while the outer profile of the channels 7 is equidistant to the profile of the output part of the tip 1.

Форсунки установлены в корпусе смесительной головки, содержащей блок подачи окислителя 11, блок подачи основного горючего - водорода 12 (блок подачи водорода), блок подачи дополнительного горючего - керосина 13 (блок подачи керосина), огневое днище 14.The nozzles are installed in the housing of the mixing head containing the oxidizer supply unit 11, the main fuel supply unit - hydrogen 12 (hydrogen supply unit), the additional fuel supply unit - kerosene 13 (kerosene supply unit), the fire plate 14.

Камера также содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания 15 с критическим сечением 16 и соплом 17.The chamber also contains a regeneratively cooled combustion chamber 15 with a critical section 16 and a nozzle 17.

Предложенная камера ЖРД работает следующим образом.The proposed LRE camera works as follows.

Из полости блока подачи окислителя 11 окислитель по осевому каналу 2 внутри наконечника 1 подается в камеру сгорания. В месте расположения радиальных впадин 4 струя окислителя принимает форму выходного сечения наконечника, в данном случае форму радиальных пазов 4, что приводит к изменению формы поперечного сечения струи и увеличению периметра контакта при неизменной площади сечения.From the cavity of the oxidizer supply unit 11, the oxidizer is fed through the axial channel 2 inside the tip 1 to the combustion chamber. At the location of the radial depressions 4, the oxidizing jet takes the form of the output section of the tip, in this case the shape of the radial grooves 4, which leads to a change in the shape of the cross section of the jet and an increase in the contact perimeter with a constant cross-sectional area.

Изменение формы струи окислителя с круглой на трехлучевую звездообразную при неизменной площади выходного сечения улучшает условия разрушения струи, позволяет уменьшить характерный поперечный размер струи и длину нераспавшейся части струи. Кроме этого, контакт струи окислителя со струей горючего происходит по поверхности образовавшихся ребер, что приводит к его увеличению по сравнению с круглой струей на 30-45%. Следовательно, на выходе из наконечника струя окислителя более склонна к потере своей целостности и быстрее распадается, что позволяет улучшить условия перемешивания компонентов на всех режимах.Changing the shape of the oxidizer jet from round to a three-beam star-shaped with a constant output cross-sectional area improves the conditions for the destruction of the jet, and reduces the characteristic transverse size of the jet and the length of the non-decaying part of the jet. In addition, the contact of the oxidizer jet with the fuel jet occurs on the surface of the formed ribs, which leads to its increase in comparison with a round jet by 30-45%. Consequently, at the exit from the tip, the oxidizer jet is more prone to loss of its integrity and decomposes faster, which improves the mixing conditions of the components in all modes.

Водород из полости блока подачи водорода 12 по зазору 5 между наконечником 1 и втулкой 6 подается в зону горения.Hydrogen from the cavity of the hydrogen supply unit 12 through the gap 5 between the tip 1 and the sleeve 6 is fed into the combustion zone.

На режиме первой ступени, через каналы 7, при помощи каналов 10 с входной частью 9 из полости блока подачи керосина 13 в камеру сгорания также подается керосин, который, соединяясь с водородом, увеличивает плотность горючего «водород-керосин», что приводит к повышению эффективности работы двигателя на режиме первой ступени.In the first stage mode, through channels 7, through channels 10 with an inlet 9 from the cavity of the kerosene supply unit 13, kerosene is also fed into the combustion chamber, which, when combined with hydrogen, increases the density of the fuel “hydrogen-kerosene”, which leads to an increase in efficiency engine operation in the first stage mode.

За счет соединения полости 8 в корпусе втулки тангенциальными каналами 9 с кольцевой проточкой 10, выполненной на торце втулки и соединенной с зоной горения, керосин получает на выходе из полости кольцевой проточки 10 тангенциальную составляющую скорости и подается в камеру сгорания в виде вращающегося конуса/ов, что также приводит к улучшению смесеобразования при работе на режиме первой ступени.By connecting the cavity 8 in the sleeve body with tangential channels 9 with an annular groove 10 made at the end of the sleeve and connected to the combustion zone, kerosene receives the tangential velocity component at the outlet of the cavity of the annular groove 10 and is fed into the combustion chamber in the form of a rotating cone / s, which also leads to improved mixture formation during operation in the first stage mode.

Компоненты топлива поступают в полость камеры сгорания 15, воспламеняются и сгорают, образуя при этом продукты сгорания. Продукты сгорания движутся к критическому сечению 16, проходят через него и расширяются в сопле 17, создавая при этом тягу.The components of the fuel enter the cavity of the combustion chamber 15, ignite and burn, thus forming combustion products. The combustion products move to the critical section 16, pass through it and expand in the nozzle 17, creating a thrust.

Охлаждение огневого днища 14 на всех режимах осуществляется водородом.The cooling of the firing bottom 14 in all modes is carried out by hydrogen.

На режиме второй и последующих ступеней, подача керосина через каналы 7 отсекается, и камера ЖРД продолжает работать на компонентах «водород-кислород» с повышенной эффективностью за счет улучшенного смесеобразования.In the second and subsequent stages, the supply of kerosene through channels 7 is cut off, and the LRE chamber continues to operate on hydrogen-oxygen components with increased efficiency due to improved mixture formation.

Применение предложенной камеры в кислородно-водородных/керосиновых ЖРД позволит значительно упростить конструкцию смесительной головки камеры и повысить эффективность работы двигателя на трехкомпонентном топливе.The use of the proposed chamber in oxygen-hydrogen / kerosene LPRE will significantly simplify the design of the mixing head of the chamber and increase the efficiency of the engine using three-component fuel.

Claims

A liquid-propellant rocket engine chamber, characterized in that it comprises a regeneratively cooled combustion chamber with a critical section and a nozzle, a mixing head including a housing, an oxidizing agent, mainly oxygen supply, main fuel supply unit, an additional fuel supply unit, a fire bottom unit, coaxial coaxial-jet nozzles forming central and peripheral zones are installed in said blocks along concentric circles, the coaxial coaxial-jet being mentioned The nozzles include a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the first fuel cavity to the combustion zone, while at least the nozzles of the central zone have radially located grooves in the outlet part made in the form of alternating protrusions and hollows, and the radially located grooves are made in such a way that the perimeter of the central part of the jet, limited by the generatrix of the rays, is no more than 3s, the beam length is 2.3 ... 2.5s, where s is the thickness learning, while the number of rays is three, and in the sleeve, between the protrusions of the tip, channels are made, the output part of which opens into a cavity made in the sleeve body, and the input is connected to the additional fuel cavity, while the specified cavity in the sleeve body is connected by tangential channels with an annular groove made at the end of the sleeve and connected to the combustion zone.