RU2480606C1 - Liquid-propellant engine - Google Patents
Liquid-propellant engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2480606C1 RU2480606C1 RU2012109701/06A RU2012109701A RU2480606C1 RU 2480606 C1 RU2480606 C1 RU 2480606C1 RU 2012109701/06 A RU2012109701/06 A RU 2012109701/06A RU 2012109701 A RU2012109701 A RU 2012109701A RU 2480606 C1 RU2480606 C1 RU 2480606C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- pylon
- blind
- inlet
- pylons
- Prior art date
Links
- 239000003380 propellant Substances 0.000 title claims abstract description 10
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 16
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 12
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims abstract description 11
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 11
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 claims abstract description 10
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 23
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 9
- 230000008719 thickening Effects 0.000 claims description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 4
- 239000007921 spray Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000008961 swelling Effects 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 29
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 20
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 7
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 7
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 5
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 5
- 206010011878 Deafness Diseases 0.000 description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Nozzles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распиливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of power plants, and in particular to devices for mixing and sawing fuel components, and can be used in the development of nozzles and mixing heads of liquid rocket engines (LRE).
В основу изобретения положена задача реализации смесеобразования, заключающегося в том, чтобы из форсунки в огневое пространство камеры сгорания выходила кольцевая струя окислительной среды, внутри которой располагалась струя горючего, а окружала струю окислительной среды также кольцевая струя горючего.The basis of the invention is the implementation of the mixture formation, which consists in the fact that from the nozzle into the firing space of the combustion chamber there is an annular jet of oxidizing medium, inside which there is a jet of fuel, and the ring jet of fuel is also surrounded by a stream of oxidizing medium.
Целесообразно, чтобы так работала как обычная форсунка, так и форсунка, выступающая в огневое пространство камеры сгорания, которая чаще всего предназначается для образования антипульсационных перегородок в огневом пространстве камер сгорания жидкостных ракетных двигателей.It is advisable that both the normal nozzle and the nozzle protrude into the firing space of the combustion chamber, which is most often intended to form anti-pulsation baffles in the firing space of the combustion chambers of liquid rocket engines.
Необходимость разработки таких форсунок продиктована как целесообразностью улучшения смесеобразования в камере сгорания, в частности, для повышения удельного импульса тяги двигателей, работающих на двух компонентах, так и потребностью в создании трехкомпонентных форсунок для жидкостных ракетных двигателей, в которых используются три компонента топлива.The need to develop such nozzles is dictated by the feasibility of improving mixture formation in the combustion chamber, in particular, to increase the specific thrust impulse of engines running on two components, and the need to create three-component nozzles for liquid rocket engines that use three fuel components.
В случае применения двухкомпонентного топлива в предлагаемых форсунках в качестве окислительной среды используется окислительный газогенераторный газ, а в обеих окружающих его струях одно и то же горючее.In the case of the use of two-component fuel in the proposed nozzles, an oxidizing gas-generating gas is used as the oxidizing medium, and the same fuel is used in both of the jets surrounding it.
В случае применения трехкомпонентного топлива (один окислитель и два разных компонента горючего) в качестве окислительной среды используется газогенераторный окислительный газ, один из компонентов горючего идет в наружной кольцевой струе, а другой - во внутренней.In the case of the use of three-component fuel (one oxidizer and two different components of the fuel), the gas-generating oxidizing gas is used as the oxidizing medium, one of the components of the fuel goes in the outer ring stream, and the other in the inner one.
Из анализа уровня техники известны двухкомпонентные форсунки с глухим осевым каналом и тангенциальными сквозными отверстиями, простирающимися от наружной поверхности форсунки до пересечения с этим осевым каналом. Таковой форсункой является форсунка камеры сгорания жидкостных ракетных двигателей РД-107, РД-108 (см., например, энциклопедию "Космонавтика", М., 1985, стр.426, параграф "Форсуночная головка"). Эту форсунку принимаем в качестве аналога изобретения.From the analysis of the prior art, two-component nozzles with a blind axial channel and tangential through holes extending from the outer surface of the nozzle to the intersection with this axial channel are known. Such a nozzle is the nozzle of the combustion chamber of liquid rocket engines RD-107, RD-108 (see, for example, the encyclopedia "Cosmonautics", Moscow, 1985, p. 426, paragraph "nozzle head"). This nozzle is taken as an analogue of the invention.
Недостаток аналога в том, что в нем не может быть использован третий компонент топлива, а также в том, что в нем имеется резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя.The disadvantage of the analogue is that it cannot use the third component of fuel, and also that it has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific thrust of a liquid propellant rocket engine.
Из анализа уровня техники известна также газожидкостная двухкомпонентная струйно-струйная форсунка жидкостного ракетного двигателя РД-253 (см. учебник для ВУЗов, авторы Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., 1989 г., стр.136, рис.7.14, поз.1). Эту форсунку принимаем также в качестве аналога.From the analysis of the prior art, a gas-liquid two-component jet-jet nozzle of the RD-253 liquid propellant rocket engine is also known (see textbook for universities, authors G.G. Gakhun, V.I. Baulin, V.A. Volodin et al. Design and engineering of liquid rocket engines. M., 1989, p. 136, Fig. 7.14, item 1). This nozzle is also taken as an analogue.
Недостаток аналога в том, что в нем нельзя использовать третий компонент топлива, а кроме того, эта форсунка имеет резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги жидкостных ракетных двигателей, работающих на двухкомпонентном топливе.The disadvantage of the analogue is that it cannot use the third fuel component, and in addition, this nozzle has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific thrust of liquid propellant rocket engines running on two-component fuel.
Известны форсунки, образующие антипульсационные перегородки головки двигателя SSME (см. Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., 1989 г., стр.135, рис.7.12, поз.3). Эти форсунки - двухкомпонентные, выдвинутые выходной своей частью в огневое пространство камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Эту форсунку принимаем в качестве аналога изобретения.Known nozzles forming the anti-pulsation partitions of the SSME engine head (see G.G. Gakhun, V.I. Baulin, V.A. Volodin, etc. Design and construction of liquid rocket engines. M., 1989, p. 135, fig. 7.12, item 3). These nozzles are two-component, extended by their output into the firing space of the combustion chamber of a liquid rocket engine. This nozzle is taken as an analogue of the invention.
Известна газожидкостная форсунка смесительной головки кислородно-водородного двигателя (см. Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., 1989 г., стр.136, рис.7.13, поз.2). Форсунка содержит имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус с осевым каналом и коаксиально закрепленную внутри корпуса глухую трубку, выполненную зацело с пилоном и трубчатым корпусом. В пилонах выполнены сквозные отверстия, простирающиеся вдоль пилона от наружной поверхности форсунки до осевого канала в глухой трубке со стороны его глухого конца, при этом канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входными сквозными отверстиями в пилоне.Known gas-liquid nozzle of the mixing head of an oxygen-hydrogen engine (see G.G. Gakhun, V.I. Baulin, V.A. Volodin and others. Design and construction of liquid rocket engines. M., 1989, p. 136, fig. 7.13, item 2). The nozzle contains a tubular body having an axial inlet and outlet with an axial channel and a blind tube coaxially fixed inside the housing, made integrally with the pylon and the tubular body. The pylons are provided with through holes extending along the pylon from the outer surface of the nozzle to the axial channel in the blind pipe from the side of its blind end, while the channel of the blind pipe is formed from the exit side by its blind axial channel, and from the input side by input through holes in the pylon.
Недостаток прототипа в том, что в нем имеется резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги двигателя, а кроме того, в нем нельзя использовать третий компонент топлива.The disadvantage of the prototype is that it has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific impulse of engine thrust, and in addition, it cannot use a third fuel component.
Известна топливная форсунка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащая имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус с основным осевым каналом, а также не менее чем на одном пилоне закрепленную коаксиально корпусу внутри него глухую трубку, выполненную зацело с пилоном и трубчатым корпусом, причем в пилоне выполнено не менее чем одно входное сквозное отверстие, простирающееся вдоль пилона от наружной поверхности форсунки до осевого канала в глухой трубке со стороны ее глухого конца, канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным сквозным отверстием в пилоне, при этом основной осевой канал трубчатого корпуса со стороны выхода выполнен со ступенчатым расширением, в которое направлены выполненные тангенциально относительно оси форсунки сквозные отверстия, простирающиеся со стороны наружной поверхности форсунки до пересечения с основным осевым каналом (Патент РФ №2232916, МПК: F02K 9/52).Known fuel nozzle of a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine containing an axial inlet and outlet tubular body with a main axial channel, and also at least on one pylon a blind tube fixed coaxially to the body inside it, made integrally with the pylon and the tubular body, moreover, the pylon is made at least one inlet through hole extending along the pylon from the outer surface of the nozzle to the axial channel in the blind pipe from the side of its blind end, the channel of the blind pipe is formed from the side they exit by a blind axial channel, and from the entrance side by an input through hole in the pylon, while the main axial channel of the tubular body on the output side is made with a stepwise expansion, into which through holes extending tangentially with respect to the nozzle axis are directed, extending from the outside of the nozzle surface to the intersection with the main axial channel (RF Patent No. 2232916, IPC:
Основными недостатками указанной форсунки является то, что форсунка не имеет настроечных элементов для настойки форсунки по линии горючего и окислителя на заданный расход, что приводит к нерасчетному соотношению компонентов и потерям удельного импульса тяги. Кроме этого, полость керосина в форсунке используется только на режиме работы двигателя на компонентах кислород-керосин-водород, на которой двигатель работает достаточно короткое время. При работе двигателя на компонентах кислород-керосин, на режиме второй и последующих ступеней такое выполнение выходной части форсунки приводит к значительным потерям экономичности, сопоставимым в ряде случаев с выигрышем от применения третьего компонента топлива, имеющего большую плотность, на режиме первой ступени.The main disadvantages of this nozzle is that the nozzle does not have tuning elements for adjusting the nozzle along the line of fuel and oxidizer at a given flow rate, which leads to an off-design ratio of components and loss of specific impulse of thrust. In addition, the kerosene cavity in the nozzle is used only during engine operation on oxygen-kerosene-hydrogen components, on which the engine runs for a fairly short time. When the engine is running on oxygen-kerosene components in the second and subsequent stages, this embodiment of the nozzle outlet leads to significant loss of economy, which is comparable in some cases to the gain from using the third component of the fuel, which has a higher density, in the first stage mode.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, и включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, как минимум один газогенератор, как минимум один турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989 г., 420 стр. ЖРД SSME, стр.93-94 - прототип).Known liquid rocket engine containing a chamber with a mixing head, comprising a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, a fire plate, coaxial coaxial-jet nozzles located in the mixing head along concentric circles and forming a central and peripheral zone, and including a hollow tip, connecting the oxidizer cavity with the combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the fuel cavity with the combustion zone, at least one gas generator, at least one turbo on-pump unit, power supply and control units (Gakhun G.G. et al. Design and design of liquid-propellant rocket engines, M., Mechanical Engineering, 1989, 420 pp. SSME LRE, pp. 93-94 - prototype).
Указанный двигатель работает следующим образом.The specified engine operates as follows.
Окислитель из полости блока подачи окислителя по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования.The oxidizing agent from the cavity of the oxidizer supply unit through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber for further use.
Горючее из полости блока охлаждения огневого днища по втулкам форсунок подается в камеру сгорания. Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания.Fuel from the cavity of the firing base cooling unit is supplied to the combustion chamber via nozzle bushings. The generator gas from the cavity of the generator gas block through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber.
Основными недостатками данного ЖРД является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования.The main disadvantages of this rocket engine is the insufficiently high value of the completeness of the working process, due to the imperfection of the adopted mixture formation system.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание жидкостного ракетного двигателя, применение которого позволит обеспечить повышенную экономичность рабочего процесса при работе форсунки 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 eliminate these disadvantages and the creation of a liquid rocket engine, the use of which will provide increased efficiency of the working process when the nozzle is used as a three-component, oxygen-kerosene-hydrogen on fuel components, or as a two-component, oxygen-hydrogen on fuel components.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем как минимум один газогенератор, как минимум один турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, регенеративно охлаждаемую камеру, включающую профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть, профилированное регенеративно охлаждаемое сопло, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи водорода, блок подачи керосина, соосно-струйные форсунки, установленные в указанных блоках смесительной головки по концентрическим окружностям, и содержащие имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус с основным осевым каналом, а также не менее чем на одном пилоне закрепленную коаксиально корпусу внутри него глухую трубку, выполненную за одно целое с пилоном и трубчатым корпусом, причем в пилоне выполнено не менее чем одно входное сквозное отверстие, простирающееся вдоль пилона от наружной поверхности форсунки до осевого канала в глухой трубке со стороны ее глухого конца, при этом канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным сквозным отверстием в пилоне, при этом основной осевой канал трубчатого корпуса со стороны выхода выполнен со ступенчатым изменением проходного сечения, согласно изобретению, ступенчатое изменение проходного сечения трубчатого корпуса указанных форсунок выполнено с уменьшением проходного сечения упомянутого корпуса от пилонов к выходной части, преимущественно, в виде одного конфузора, при этом в упомянутое расширение направлены выполненные параллельно относительно оси форсунки сквозные отверстия, простирающиеся со стороны наружной поверхности форсунки до сообщения с основным осевым каналом, со стороны осевого входа трубчатого корпуса выполнен настроечный элемент в виде фаски, выполненной с возможностью изменения ее геометрических параметров при настройке, трубчатый корпус выполнен разъемным, на наружной поверхности глухой трубки, размещенной в выходной части трубчатого корпуса, выполнены пилоны, взаимодействующие своей выходной частью с внутренней поверхностью трубчатого корпуса, причем продольные оси упомянутых пилонов установлены под углом к продольной оси форсунки, при этом в пилонах выполнены каналы, входная часть которых соединяется с полостью глухой трубки, а выходная - с кольцевой полостью, образованной трубчатым корпусом и глухой трубкой, при этом глухая трубка выполнена разъемной, состоящей из пилонной части и наконечника, причем в месте их стыка установлен жиклер.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed liquid propellant rocket engine containing at least one gas generator, at least one turbopump unit, power and regulation bodies, a regeneratively cooled chamber, including a profiled regeneratively cooled cylindrical part, a profiled regeneratively cooled nozzle, a mixing head, including case, oxidizer supply unit, hydrogen supply unit, kerosene supply unit, coaxial-jet nozzles installed in these blocks the mixing head in concentric circles, and containing a tubular body having an axial inlet and outlet with a main axial channel, as well as at least one pylon, a blind tube fixed coaxially to the body inside it, made in one piece with the pylon and the tubular body, moreover, the pylon is made at least one inlet through hole extending along the pylon from the outer surface of the nozzle to the axial channel in the blind pipe from the side of its blind end, while the channel of the blind pipe is formed from the side of the yes, its blind axial channel, and on the input side, an input through hole in the pylon, while the main axial channel of the tubular body on the output side is made with a stepwise change in the bore, according to the invention, a step change in the bore of the tubular body of these nozzles is made with a decrease in the bore said housing from the pylons to the output part, mainly in the form of a single confuser, while parallel to the nozzle axis directed parallel to the said extension and through holes extending from the outer surface of the nozzle to the message with the main axial channel, from the side of the axial inlet of the tubular body, a tuning element is made in the form of a chamfer made with the possibility of changing its geometric parameters during adjustment, the tubular body is made detachable on the outer surface of the blind tube located in the output part of the tubular body, made pylons interacting with its output part with the inner surface of the tubular body, and the longitudinal axis the said pylons are installed at an angle to the longitudinal axis of the nozzle, while in the pylons channels are made, the inlet of which is connected to the cavity of the deaf tube, and the output part is with the annular cavity formed by the tubular body and the deaf tube, while the deaf tube is detachable, consisting of a pylon parts and tip, with a nozzle installed at the junction.
В варианте исполнения глухая трубка форсунки закреплена коаксиально корпусу внутри него на двух радиально направленных и равнорасположенных по окружности пилонах, внутри каждого из которых размещено два поперечных относительно оси форсунки входных сквозных отверстия.In the embodiment, the nozzle blank tube is fixed coaxially to the body inside it on two pylons radially directed and equally spaced around the circumference, inside each of which two inlet openings are transverse with respect to the nozzle axis.
В варианте исполнения глухая трубка форсунки закреплена внутри корпуса на двух радиально направленных и равнорасположенных по окружности пилонах, внутри каждого из которых размещено два поперечных относительно оси форсунки входных сквозных отверстия, а внутри трубчатого корпуса в месте ступенчатого расширения выполнен патрубок, расположенный коаксиально между корпусом и глухой трубкой, при этом между патрубком и трубчатым корпусом образован кольцевой торцевой карман, открытой стороной направленный в сторону выхода из корпуса, причем осевые отверстия простираются от наружной поверхности форсунки до пересечения с кольцевым торцевым карманом.In the embodiment, the nozzle blank tube is fixed inside the housing on two pylons radially directed and equally spaced around the circumference, inside of each of which there are two inlet openings transverse with respect to the nozzle axis, and a nozzle located coaxially between the housing and the blank a tube, while an annular end pocket is formed between the nozzle and the tubular body, the open side directed towards the exit from the housing, m axial holes extend from the outer surface of the nozzle to the intersection with the annular mechanical pocket.
В варианте исполнения трубчатый корпус форсунки выполнен из двух частей, входной и выходной, герметично соединенных сварным швом, причем пилоны расположены в ее входной части.In an embodiment, the tubular nozzle body is made of two parts, the input and output, hermetically connected by a weld, and the pylons are located in its input part.
В варианте исполнения трубчатый корпус форсунки снабжен, по крайней мере, одним кольцевым утолщением.In an embodiment, the tubular nozzle body is provided with at least one annular thickening.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой продольный разрез предложенного ЖРД, на фиг.2 - выносной элемент А смесительной головки, на фиг.3 - выносной элемент Б - форсунка смесительной головки, на фиг.4 - выносной элемент В - выходная часть форсунки в увеличенном масштабе, на фиг.5 - разрез Г-Г - поперечный разрез выходной части форсунки.The invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows an axial longitudinal section of the proposed LRE, in Fig. 2 - a remote element A of the mixing head, in Fig. 3 - a remote element B - an nozzle of the mixing head, in Fig. 4 - a remote element B - the nozzle outlet on an enlarged scale; FIG. 5 is a section G-G — a transverse section of the nozzle outlet.
Смесительная головка камеры предложенного жидкостного ракетного двигателя включает соосно-струйные форсунки, содержащие имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус 1 с основным осевым каналом 2. Внутри корпуса 1 не менее чем на одном пилоне 3 закреплена коаксиально корпусу глухая трубка 4, выполненная за одно целое с пилоном 3 и трубчатым корпусом 1. В пилоне 3 выполнено не менее чем одно входное сквозное отверстие 5, простирающееся вдоль пилона 3 от наружной поверхности форсунки до осевого канала 6 в глухой трубке 4 со стороны ее глухого конца. Осевой канал 6 глухой трубки 4 образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным сквозным отверстием в пилоне. Основной осевой канал 2 трубчатого корпуса 1 со стороны выхода выполнен со ступенчатым изменением проходного сечения. Ступенчатое изменение проходного сечения трубчатого корпуса 1 выполнено с уменьшением проходного сечения корпуса 1 от пилонов к выходной части в виде одного конфузора 7. На выходной части трубчатого корпуса 1 установлена втулка 8 с образованием между наружной поверхностью корпуса 1 и внутренней поверхностью втулки 8 кольцевой полости 9, в которой размещены винтовые каналы 10. Со стороны осевого входа трубчатого корпуса 1 выполнен настроечный элемент 11 в виде фаски, выполненной с возможностью изменения ее геометрических параметров при настройке. Трубчатый корпус 1 выполнен разъемным. На наружной поверхности глухой трубки 4, размещенной в выходной части трубчатого корпуса 1, выполнены пилоны 12, взаимодействующие своей наружной поверхностью с внутренней поверхностью трубчатого корпуса 1. Продольные оси упомянутых пилонов 12 установлены под углом к продольной оси форсунки. В пилонах 12 выполнены каналы 13, входная часть 14 которых соединяется с полостью трубки 4, а выходная 15 - с кольцевой полостью 16, образованной трубчатым корпусом 1 и глухой трубкой 4. Глухая трубка 4 выполнена разъемной, состоящей из пилонной части 17 и наконечника 18, причем в месте их стыка установлен жиклер 19.The mixing head of the chamber of the proposed liquid rocket engine includes coaxial-jet nozzles containing an axial inlet and outlet
Форсунки установлены в блоке окислителя 20, блоке водорода 21 и блоке керосина 22 по концентрическим окружностям, причем указанные блоки соединены между собой при помощи сварки.The nozzles are installed in the
Камера также содержит профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть 23 с критическим сечением 24 и соплом 25.The chamber also contains a profiled regeneratively cooled
В состав двигателя также входит один газогенератор 26, один турбонасосный агрегат 27, агрегаты питания и регулирования 28.The engine also includes one
Предложенный жидкостный ракетный двигатель работает следующим образом.The proposed liquid rocket engine operates as follows.
Первое горючее, преимущественно водород или продукты его сгорания, при помощи турбонасосного агрегата 27, приводимого в действие продуктами сгорания газогенератора 26 и управляемого при помощи агрегатов питания и регулирования 28, подается из корпуса блока 21 по осевому каналу 2 корпуса 1 к пилонам 12. Проходя пилоны 12, струя горючего приобретает вращательное движение и поступает в камеру сгорания. Настройка форсунки на заданный расход первого горючего осуществляется изменением геометрических размеров настроечного элемента 11, выполненного в виде фаски.The first fuel, mainly hydrogen or products of its combustion, is supplied from the
Второе горючее, преимущественно керосин, при помощи турбонасосного агрегата 27, приводимого в действие продуктами сгорания газогенератора 26 и управляемого при помощи агрегатов питания и регулирования 28, подается из блока керосина 22 в кольцевую полость 9, образованную втулкой 8 и наружной поверхностью трубчатого корпуса 1, проходит по винтовым пазам между винтовыми каналами 10, приобретает вращательное движение и подается в камеру сгорания.The second fuel, mainly kerosene, is supplied from the block of
Окислитель при помощи турбонасосного агрегата 27, приводимого в действие продуктами сгорания газогенератора 26 и управляемого при помощи агрегатов питания и регулирования 28, подается из блока окислителя 20 внутрь глухой трубки 4 трубчатого корпуса 1 по отверстию 5. Из полости глухой трубки 4 по осевому каналу 6 поступает по направлению к камере сгорания. Настройка форсунки на заданный расход окислителя осуществляется изменением геометрических размеров настроечного элемента 19, выполненного в виде жиклера. В районе пилонов 12 часть расхода окислителя поступает во входную часть 14 каналов 13, проходит по ним и поступает из выходной части 15 указанных каналов 13 в поток первого горючего, подаваемого через кольцевую полость между наконечником 18 и трубчатым корпусом и внутренней поверхностью трубчатого корпуса 1.The oxidizing agent by means of a
За счет расположения осей пилонов 12 под углом к продольной оси форсунки часть расхода окислителя, подаваемого через каналы 13, приобретает вращательное движение, что приводит к улучшению условий смесеобразования. Кроме этого, отбор части расхода окислителя на каналы 13 позволяет уменьшить расход, поступающий через осевой канал 6 глухой трубки 4, что позволяет уменьшить длину нераспавшейся части основной струи окислителя и тем самым улучшить условия ее распадения.Due to the location of the axes of the
Продукты сгорания компонентов топлива из смесительной головки поступают в профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть 23, проходят через критическое сечение 24 и расширяются в сопле 25, создавая при этом тягу.The combustion products of the fuel components from the mixing head enter the profiled regeneratively cooled
Использование предложенного технического решения позволит обеспечить повышенную экономичность рабочего процесса при работе жидкостного ракетного двигателя как в качестве трехкомпонентного, на компонентах топлива кислород-керосин-водород, так и в качестве двухкомпонентного, на компонентах топлива кислород-водород.Using the proposed technical solution will allow for increased efficiency of the working process during operation of a liquid propellant rocket engine both as a three-component, oxygen-kerosene-hydrogen fuel components, and as a two-component, oxygen-hydrogen fuel components.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012109701/06A RU2480606C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Liquid-propellant engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012109701/06A RU2480606C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Liquid-propellant engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2480606C1 true RU2480606C1 (en) | 2013-04-27 |
Family
ID=49153187
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012109701/06A RU2480606C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Liquid-propellant engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2480606C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114592989A (en) * | 2022-05-09 | 2022-06-07 | 西安航天动力研究所 | Liquid oxygen kerosene pintle injector thrust chamber and starting method thereof |
| RU2793927C1 (en) * | 2022-09-12 | 2023-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Lre chamber operating on three components of fuel oxygen, hydrogen and hydrocarbon in a closed circuit with afterburning of oxidizing generator gas |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4771600A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine |
| RU2065985C1 (en) * | 1994-08-03 | 1996-08-27 | КБ химавтоматики г.Воронеж | Three-component liquid-fuel rocket engine |
| RU2232916C2 (en) * | 2001-08-27 | 2004-07-20 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П.Глушко" | Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions) |
| RU2328615C1 (en) * | 2007-01-18 | 2008-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Liquid-propellant rocket engine chamber mixing head |
| RU2382223C1 (en) * | 2008-12-18 | 2010-02-20 | Сергей Евгеньевич Варламов | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation |
| RU2386844C1 (en) * | 2008-12-18 | 2010-04-20 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation |
-
2012
- 2012-03-15 RU RU2012109701/06A patent/RU2480606C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4771600A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine |
| RU2065985C1 (en) * | 1994-08-03 | 1996-08-27 | КБ химавтоматики г.Воронеж | Three-component liquid-fuel rocket engine |
| RU2232916C2 (en) * | 2001-08-27 | 2004-07-20 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П.Глушко" | Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions) |
| RU2328615C1 (en) * | 2007-01-18 | 2008-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Liquid-propellant rocket engine chamber mixing head |
| RU2382223C1 (en) * | 2008-12-18 | 2010-02-20 | Сергей Евгеньевич Варламов | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation |
| RU2386844C1 (en) * | 2008-12-18 | 2010-04-20 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114592989A (en) * | 2022-05-09 | 2022-06-07 | 西安航天动力研究所 | Liquid oxygen kerosene pintle injector thrust chamber and starting method thereof |
| CN114592989B (en) * | 2022-05-09 | 2022-08-16 | 西安航天动力研究所 | Liquid oxygen kerosene pintle injector thrust chamber and starting method thereof |
| RU2793927C1 (en) * | 2022-09-12 | 2023-04-10 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Lre chamber operating on three components of fuel oxygen, hydrogen and hydrocarbon in a closed circuit with afterburning of oxidizing generator gas |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2480606C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2481495C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2484282C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2482320C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2479739C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2480607C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2481485C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2479740C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
| RU2484288C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2480609C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2482317C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481487C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482314C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2495272C1 (en) | Method of feeding three-component fuel into liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2481491C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2483223C1 (en) | Method of feeding fuel components into liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2484289C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482316C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2479741C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine mixing chamber | |
| RU2482319C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482315C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2481490C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2481486C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2482318C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2481492C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |