RU2581756C2

RU2581756C2 - Low-thrust liquid-propellant engine chamber

Info

Publication number: RU2581756C2
Application number: RU2013156187/06A
Authority: RU
Inventors: Алекандр Васильевич Евсеев; Юрий Захарович Андреев
Priority date: 2013-12-17
Filing date: 2013-12-17
Publication date: 2016-04-20
Also published as: RU2013156187A

Abstract

FIELD: rocket science.

SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering, in particular to protection of chamber walls of liquid rocket engine of thruster particularly overheating when setting up combustion process. Chamber consists of mixing head with jet nozzles, chamber with subcritical and supersonic parts of nozzle, with concentrically and with a gap installed inside insert, made in form of thin-wall cover from heat-resistant material, tightly fixed in connection point of mixing head and chamber housing to form a cavity gap communicated with chamber, axis of jet nozzles are directed tangentially to insert surface while near intersection points of axes of nozzles with surface of insert is made at least one hole displaced from intersection points in direction from jet injectors within circuits spreading primary films of oxidiser and fuel. Additionally, hole is displaced towards projection of one of axes of nozzles on surface of insert. Near each point of intersection of axes of spray nozzles with surface of insert is made at least one hole, and axes of spray nozzles are arranged in parallel. Holes are arranged behind intersection points of axes of spray nozzles with surface of insert on projections of axes of nozzles on wall of insert and have a shape elongated in direction of projections of axes of nozzles on wall of insert.

EFFECT: invention provides protection of liquid-propellant engine chamber casing wall especially low thrust against action of non-uniform along perimeter and in cross section of combustion chamber and high temperatures in area of minimum nozzle cross-section.

6 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения.The invention relates to rocket technology, specifically to protecting the walls of the chamber of a liquid propellant rocket engine of especially low thrust from overheating during the organization of the combustion process.

Известна камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ) по патенту РФ № 2100636 (заявка № 93010831/06 от 01.03.1993), в которой защита стенки корпуса камеры от перегрева осуществляется за счёт установки в него с зазором соплового вкладыша из термостойкого материала. Сопловой вкладыш прикреплен к форсуночной головке через переходник, а также прикреплен герметично к корпусу камеры. Приведенная камера сгорания может быть применена в ЖРДМТ тягой не ниже 50 Н (5 кгс). В таких двигателях ещё возможно за счет организации смесеобразования обеспечить требуемое значение распределения соотношения компонентов топлива по сечению камеры и в пристенке и, соответственно, требуемое распределение температуры горения по сечению камеры и в пристенке.Known camera liquid propellant small thrust engine (LRE) according to the patent of the Russian Federation No. 2100636 (application No. 93010831/06 of 03/01/1993), in which the protection of the chamber body wall from overheating is carried out by installing a nozzle insert made of heat-resistant material with a gap in it. The nozzle insert is attached to the nozzle head through an adapter, and is also tightly attached to the camera body. The reduced combustion chamber can be used in an engine with a thrust of at least 50 N (5 kgf). In such engines, it is still possible, due to the organization of mixture formation, to provide the required value of the distribution of the ratio of fuel components over the chamber section and in the wall and, accordingly, the required distribution of the combustion temperature over the chamber section and in the wall.

Основным недостатком приведенной камеры сгорания применительно к двигателям особо малой тяги (0,3-1,0 Н) является отсутствие технической возможности организации заданного по сечению камеры сгорания распределения компонентов топлива, поскольку в таких двигателях расход компонентов топлива составляет 0,05-0,2 г/с и приходится использовать только одну пару струйных форсунок.The main disadvantage of this combustion chamber in relation to engines with especially low thrust (0.3-1.0 N) is the lack of technical ability to organize the distribution of fuel components specified over the cross section of the combustion chamber, since in such engines the consumption of fuel components is 0.05-0.2 g / s and you have to use only one pair of jet nozzles.

В конструкции камеры ЖРДМТ по патенту РФ № 2219363 (заявка №99105699 от 22.03.1999), состоящей из смесительной головки, соединенной с корпусом камеры, в котором концентрично и с зазором относительно него установлена вставка в виде камеры сгорания с соплом, имеющим сужающуюся и расширяющиеся части, для обеспечения дополнительного охлаждения конструкции вставки и корпуса камеры полость зазора между корпусом камеры и вставкой сообщена с полостью камеры сгорания в зоне смесительной головки и с полостью расширяющейся части сопла двумя поясами отверстий. В данной камере истекающие из сопла с большой скоростью газы эжектируют газы из кольцевого зазора через пояс отверстий, расположенный в зоне расширяющейся части сопла, в результате чего в этом зазоре создается разрежение и в него устремляется относительно холодный газ из пространства камеры сгорания, примыкающего к смесительной головке. Холодный газ, проходя через кольцевой зазор, охлаждает стенки корпуса камеры и вставки и выходит через два пояса отверстий в полость камеры сгорания и в расширяющуюся часть сопла. Для приведенной камеры сгорания присущи недостатки, характерные для предыдущего решения.In the design of the liquid fuel rail engine chamber according to RF patent No. 2219363 (application No. 99105699 dated 03.22.1999), consisting of a mixing head connected to the chamber body, in which an insert is installed concentrically and with a gap relative to it, in the form of a combustion chamber with a nozzle having a tapering and expanding parts, to provide additional cooling to the design of the insert and the camera body, the cavity of the gap between the camera body and the insert is in communication with the cavity of the combustion chamber in the area of the mixing head and with the cavity of the expanding part of the nozzle with two hole belts . In this chamber, gases flowing out of the nozzle at a high speed eject gases from the annular gap through a hole belt located in the zone of the expanding part of the nozzle, as a result of which a vacuum is created in this gap and relatively cold gas rushes into it from the space of the combustion chamber adjacent to the mixing head . Cold gas, passing through the annular gap, cools the walls of the chamber body and the insert and exits through two zones of openings into the cavity of the combustion chamber and into the expanding part of the nozzle. The above combustion chamber has inherent disadvantages characteristic of the previous solution.

Наиболее близкая по сущности конструкция камеры ЖДРМТ описана в изобретении по п. РФ № 2465482 (з. №2010126470 от 28.06.2010). Данная камера состоит из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры, причем вставка выполнена в виде тонкостенной оболочки из жаростойкого материала и плотно закреплена в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры. Вставка в камеру может заканчиваться вблизи критической части сопла и повторять ее контур. Смесительная головка может быть выполнена с двумя струйными форсунками, оси которых пересекаются.The closest in essence construction of the ZHRMT camera is described in the invention according to Clause RF No. 2465482 (Z. No. 2010126470 of 06/28/2010). This chamber consists of a mixing head with nozzles, a chamber body with subcritical and supersonic parts of the nozzle, with an insert concentrically and with a gap installed inside it with the formation of a gap cavity communicating with the chamber cavity, the insert being made in the form of a thin-walled shell made of heat-resistant material and tightly fixed at the junction of the mixing head and the camera body. The insert into the chamber can end near the critical part of the nozzle and repeat its contour. The mixing head can be made with two jet nozzles, the axes of which intersect.

Недостатками этой камеры являются необходимость применения дорогостоящих материалов вставки, например иридия, и отсутствие защитного пристеночного слоя для охлаждения стенок камеры сгорания и сопла. Кроме того, большая неравномерность распределения компонентов топлива в такой камере приводит к местному перегреву сток камеры.The disadvantages of this chamber are the need to use expensive insert materials, such as iridium, and the absence of a protective wall layer for cooling the walls of the combustion chamber and nozzle. In addition, the large uneven distribution of fuel components in such a chamber leads to local overheating of the drain chamber.

Задачей изобретения является организация защиты стенки корпуса камеры ЖРДМТ особо малой тяги от воздействия неравномерной по периметру и по сечению камеры температуры продуктов сгорания и предельно высоких температур в области минимального сечения сопла.The objective of the invention is the organization of the protection of the wall of the housing of the LREMT chamber of especially low thrust from the effects of the temperature of the combustion products and the extremely high temperatures in the region of the minimum nozzle section that are uneven along the perimeter and over the chamber section.

Решение этой задачи существенно увеличит ресурс работы ЖРДМТ на непрерывном и импульсном режимах работы при всевозможных сочетаниях команд и пауз, т.к. позволит поддерживать допустимый температурный режим в области минимального сечения сопла. Дополнительно решается задача уменьшения себестоимости камеры за счет применения более дешевых материалов.The solution to this problem will significantly increase the life of the liquid propellant rocket engine in continuous and pulsed operation modes with all kinds of combinations of commands and pauses, because will allow to maintain the permissible temperature regime in the region of the minimum nozzle section. Additionally, the task of reducing the cost of the camera through the use of cheaper materials is being solved.

Решение заключается в том, что в известной камере ЖРДМТ, состоящей из смесительной головки со струйными форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки, выполненной в виде тонкостенной оболочки из жаростойкого материала, плотно закрепленной в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры, согласно изобретению оси струйных форсунок направлены тангенциально к поверхности вставки, а возле точек пересечения осей форсунок со стенкой вставки, например между ними, выполнено как минимум одно отверстие, смещенное от точек пересечения по направлению от струйных форсунок и дополнительно в сторону проекции одной из осей форсунок на поверхность вставки в пределах контуров растекания первичных пленок окислителя и горючего.The solution lies in the fact that in the well-known liquid-propellant rocket engine chamber, consisting of a mixing head with jet nozzles, a chamber body with subcritical and supersonic parts of the nozzle, with a concentric and with a gap of an insert installed inside it, made in the form of a thin-walled shell made of heat-resistant material, tightly fixed in at the junction of the mixing head and the camera body with the formation of a gap cavity in communication with the camera cavity, according to the invention, the axis of the jet nozzles are directed tangentially to the surface of the insert, and near the points of intersection of the axes of the nozzles with the insert wall, for example between them, at least one hole is made, offset from the points of intersection in the direction from the jet nozzles and additionally towards the projection of one of the axes of the nozzles onto the surface of the insert within the spreading paths of the primary oxidizer and fuel films .

Для упрощения настройки соотношения компонентов топлива возле каждой точки пересечения осей струйных форсунок со стенкой вставки целесообразно выполнять минимум по одному отверстию. Оси струйных форсунок предпочтительно параллельны.To simplify the adjustment of the ratio of fuel components near each point of intersection of the axes of the jet nozzles with the insert wall, it is advisable to make at least one hole. The axis of the jet nozzles is preferably parallel.

Отверстия могут быть расположены за точками пересечения осей струйных форсунок с поверхностью вставки на проекции осей форсунок на стенку вставки.The holes can be located beyond the points of intersection of the axes of the jet nozzles with the surface of the insert on the projection of the axes of the nozzles on the wall of the insert.

Отверстия могут иметь форму, вытянутую по направлению проекции осей форсунок на стенку вставки.The holes may have a shape elongated in the direction of projection of the nozzle axes onto the insert wall.

Вставка может быть выполнена из любого жаростойкого материала, например ниобиевого сплава или нержавеющей стали типа 12Х18Н10Т.The insert can be made of any heat-resistant material, for example, niobium alloy or stainless steel type 12X18H10T.

Предлагаемая конструкция камеры сгорания приведена на фиг.1; на фиг. 2 и 3 приведены схемы расположения точек пересечения осей струйных форсунок с поверхностью вставки и варианты размещения отверстий в стенке вставки.The proposed design of the combustion chamber is shown in figure 1; in FIG. Figures 2 and 3 show the arrangement of points of intersection of the axes of the jet nozzles with the surface of the insert and the options for placing holes in the wall of the insert.

Камера состоит из форсуночной головки 1 с форсунками окислителя 2 и горючего 3, корпуса камеры 4, вставки 5, установленной с кольцевым зазором 6. Подводящие каналы окислителя 7 и горючего 8 выполнены в виде капиллярных трубок. На поверхности вставки выполнено минимум одно отверстие 9, расположенное вблизи точек пересечения 10 и 11 осей струйных форсунок окислителя и горючего соответственно. Корпус камеры 4 имеет камеру сгорания 12 и сопло 13. На фиг.2 и 3 приведены примерные контуры первичных пленок растекания окислителя 14 и горючего 15. (См., например, статью Ю.И. Агеенко «Исследование параметров смесеобразования и методический подход к расчетам и проектированию ЖРДМТ со струйно-центробежной схемой смешения компонентов AT и НДМГ на стенке камеры сгорания», Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3 (19), 2009).The chamber consists of a nozzle head 1 with nozzles of the oxidizing agent 2 and fuel 3, the housing of the chamber 4, an insert 5 mounted with an annular gap 6. The inlet channels of the oxidizing agent 7 and the fuel 8 are made in the form of capillary tubes. At least one hole 9 is made on the surface of the insert, located near the intersection points of the 10 and 11 axes of the jet nozzles of the oxidizer and fuel, respectively. The housing of the chamber 4 has a combustion chamber 12 and a nozzle 13. FIGS. 2 and 3 show approximate contours of the primary spreading films of the oxidizing agent 14 and fuel 15. (See, for example, the article by Yu.I. Ageenko “Study of the parameters of mixture formation and a methodological approach to calculations and designing a liquid fuel rail engine with a jet-centrifugal scheme for mixing AT and UDMH components on the wall of the combustion chamber ”, Bulletin of Samara State Aerospace University, No. 3 (19), 2009).

Камера ЖРДМТ работает следующим образом. При открытии электромагнитных клапанов окислителя и горючего (не показаны) окислитель по подводящему каналу окислителя 7, а горючее по каналу 8 поступают к струйным форсункам 2 и 3 соответственно.The LHDMT camera works as follows. When the solenoid valves of the oxidizer and fuel (not shown) are opened, the oxidizer is supplied to the oxidizer 7 through the feed channel of the oxidizer, and the fuel passes through the channel 8 to the jet nozzles 2 and 3, respectively.

Принцип защиты корпуса камеры 4 от перегрева состоит в следующем. Окислитель и горючее, проходя через соответствующие форсунки 2, 3 и, столкнувшись с препятствием в виде внутренней поверхности стенки вставки 5, образуют первичные пленки растекания окислителя 14 и горючего 15. Пленки, при движении по поверхности вставки, на некотором расстоянии от мест столкновения с этой поверхностью накладываются друг на друга, и начинается процесс жидкофазного взаимодействия компонентов ракетного топлива. Часть компонентов топлива через отверстие 9 (фиг.2) поступает в полость кольцевого зазора 6, образуя там вторичные пленки растекания. Размеры отверстия 9 и его положение выбираются так, чтобы соотношение компонентов топлива в полости кольцевого зазора соответствовало, например, соотношению компонентов топлива в окислительном газогенераторе. Температура продуктов сгорания в полости кольцевого зазора 6 должна быть значительно ниже предельно допустимой температуры стенки корпуса камеры 4. Компоненты топлива, оставшиеся в полости вставки 5 и в пределах объема камеры сгорания 12, вступают в химическое взаимодействие друг с другом с образованием продуктов сгорания. Соотношение компонентов топлива в этой зоне целесообразно поддерживать близким к стехиометрическому, но с некоторым избытком горючего.The principle of protection of the camera body 4 from overheating is as follows. The oxidizing agent and fuel, passing through the corresponding nozzles 2, 3 and encountering an obstacle in the form of the inner surface of the wall of the insert 5, form the primary films of the spreading of the oxidizer 14 and fuel 15. Films, when moving along the surface of the insert, at some distance from the places of collision with this the surface is superimposed on each other, and the process of liquid-phase interaction of rocket fuel components begins. Part of the fuel components through the hole 9 (Fig. 2) enters the cavity of the annular gap 6, forming there secondary spreading films. The dimensions of the hole 9 and its position are selected so that the ratio of the components of the fuel in the cavity of the annular gap corresponds, for example, to the ratio of the components of the fuel in the oxidizing gas generator. The temperature of the combustion products in the cavity of the annular gap 6 should be significantly lower than the maximum permissible temperature of the wall of the housing of the chamber 4. The components of the fuel remaining in the cavity of the insert 5 and within the volume of the combustion chamber 12 enter into chemical interaction with each other with the formation of combustion products. The ratio of the fuel components in this zone should be kept close to stoichiometric, but with some excess fuel.

Относительно холодная смесь продуктов сгорания и испаренных непрореагировавших компонентов топлива (в данном случае окислителя), образовавшихся в полости кольцевого зазора 6, поступают в камеру сгорания в районе входа в сопло и, создавая защитный слой, предотвращают перегрев материала камеры в районе минимального сечения сопла. Часть избыточного окислителя успевает прореагировать с остатками горючего из ядра потока на входе в сопло 13.A relatively cold mixture of combustion products and vaporized unreacted fuel components (in this case, an oxidizer) formed in the cavity of the annular gap 6 enters the combustion chamber at the entrance to the nozzle and, creating a protective layer, prevents overheating of the chamber material in the region of the minimum nozzle section. Part of the excess oxidizer manages to react with the remnants of fuel from the core of the stream at the entrance to the nozzle 13.

Для варианта камеры, когда во вставке 5, для упрощения настройки соотношения компонентов топлива, выполнены возле каждой точки пересечения осей струйных форсунок минимум по одному отверстию 9 (фиг.3), компоненты топлива могут отбираться из периферии первичных пленок растекания, чем обеспечивается более позднее их вступление в реакцию горения и, следовательно, более низкая температура продуктов сгорания на выходе из кольцевой полости 6. В этом случае коэффициент избытка окислителя в полости 6 может быть понижен и повышена полнота сгорания компонентов топлива для всего двигателя, т.к. вторичные пленки растекания не перемешанных компонентов топлива смыкаются на некотором расстоянии от точек падения, и реакция горения начинается позже. Соотношение компонентов топлива в полости 6 зависит от размеров отверстий 9 для каждого компонента.For the camera variant, when in insert 5, to simplify the adjustment of the ratio of fuel components, at least one hole 9 is made near each intersection point of the axes of the jet nozzles 9 (Fig. 3), the fuel components can be taken from the periphery of the primary spreading films, which ensures their later the introduction of a combustion reaction and, consequently, a lower temperature of the combustion products at the outlet of the annular cavity 6. In this case, the coefficient of excess oxidizer in the cavity 6 can be reduced and the completeness of combustion to components of fuel for the entire engine, as the secondary spreading films of unmixed fuel components close at some distance from the points of incidence, and the combustion reaction begins later. The ratio of the components of the fuel in the cavity 6 depends on the size of the holes 9 for each component.

Вытянутая форма отверстий 9 позволяет избежать разрушения струи о противоположную кромку отверстия и обеспечивает контролируемое стабильное растекание компонентов топлива по стенке камеры сгорания 12.The elongated shape of the holes 9 avoids the destruction of the jet on the opposite edge of the hole and provides a controlled stable spreading of the fuel components along the wall of the combustion chamber 12.

Закрутка потока в камере позволяет существенно повысить равномерность распределения компонентов топлива и продуктов сгорания по периметру и по сечению камеры.The swirling flow in the chamber can significantly increase the uniformity of the distribution of fuel components and combustion products along the perimeter and along the cross section of the chamber.

Предлагаемое решение значительно повышает работоспособность корпуса камеры, а вместе с этим - работоспособность ЖРДМТ. Это решение применимо также для всех ЖРДМТ, имеющих ограничения по себестоимости, потому что организация тепловой защиты предлагаемым образом позволяет использовать для изготовления корпуса камеры более технологичные и дешевые материалы, вплоть до нержавеющей стали.The proposed solution significantly increases the performance of the camera body, and with it the performance of the liquid propellant rocket engine. This solution is also applicable to all liquid propellant rocket engines with cost restrictions, because the organization of thermal protection in the proposed way allows the use of more technologically advanced and cheaper materials, up to stainless steel, for the manufacture of the camera body.

Claims

1. The chamber of a liquid propellant small thrust rocket engine, consisting of a mixing head with jet nozzles, a chamber body with subcritical and supersonic parts of the nozzle, with a concentric and with a gap of an insert installed inside it, made in the form of a thin-walled shell made of heat-resistant material, tightly fixed at the junction the mixing head and the chamber body with the formation of a cavity of the gap communicating with the chamber cavity, characterized in that the axis of the jet nozzles are directed tangentially to the surface of the insert, and At the point of intersection of the axes of the nozzles with the insert surface, at least one hole is made, offset from the points of intersection in the direction from the jet nozzles within the spreading paths of the primary oxidizer and fuel films.

2. The camera according to claim 1, characterized in that the hole is offset further in the direction of projection of one of the axes of the nozzles onto the surface of the insert.

3. The chamber according to claim 1, characterized in that at least one hole is made near each point of intersection of the axes of the jet nozzles with the insert surface.

4. The camera according to any one of paragraphs. 1-3, characterized in that the axis of the jet nozzles are parallel.

5. The chamber according to claim 3, characterized in that the openings are located beyond the points of intersection of the axes of the jet nozzles with the surface of the insert on the projection of the axes of the nozzles on the wall of the insert.

6. The camera according to any one of paragraphs. 1-3, characterized in that the holes have a shape elongated in the direction of projection of the axes of the nozzles on the wall of the insert.