RU2514555C1

RU2514555C1 - Two-component gas-fluid atomiser

Info

Publication number: RU2514555C1
Application number: RU2013115547/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Викторович Черниченко; Александр Валентинович Кретинин; Владислав Юрьевич Климов
Original assignee: Владислав Юрьевич Климов
Priority date: 2013-04-05
Filing date: 2013-04-05
Publication date: 2014-04-27

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: atomiser of, primarily, liquid-propellant rocket engine comprises casing with fuel feed adapter. Note here that the latter is arranged inside said case at pylons while its channel is connected with fuel chamber via bores made in said pylons. In includes the sleeve arranged with ring clearance at said case to make circular gaseous oxidiser channel connected with oxidiser chamber via channels in the casing between its wall and fuel feed pylons. Adapter channel is closed at its inlet while its inner chamber communicates with ring gap between adapter and said sleeve via radial bores made at outlet. Note here that sleeve outlet has stepped expansion with its chamber connected with fuel chamber via tangential channels made in sleeve wall. In compliance with one version, sleeve outlet expansion accommodated hollow cylinder making an extension of sleeve inner channel to make ring gap with ring expansion outlet cylindrical surface. Chamber of said dap communicates via tangential bores with fuel chamber. Axial bore is made at adapter end. Stepped expansion is made at adapter outlet. Note here that bores equally spaced in circle and at angle to adapter axis are made at adapter end. Stepped expansion is made at adapter outlet. Note here that bores equally spaced in circle and at angle to adapter axis are made at adapter end located in the plane of sleeve tangential bores.

EFFECT: higher completeness combustion and better mix formation.

5 cl, 11 dwg

Description

Изобретение относится к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя.The invention relates to devices for mixing and spraying fuel components of a liquid propellant rocket engine.

Одной из основных проблем, возникающих при создании устройств, предназначенных для перемешивания и распыления компонентов топлива, является обеспечение предельно возможной полноты сгорания компонентов топлива.One of the main problems that arise when creating devices designed for mixing and spraying fuel components is to ensure the maximum possible completeness of combustion of fuel components.

Известна коаксиальная соосно-струйная форсунка, содержащая наконечник в виде полого цилиндра, соединяющий полость жидкого окислителя с зоной горения - полостью камеры сгорания, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость газообразного горючего с зоной горения (В.Е. Алемасов и др. "Теория ракетных двигателей": Учебник для студентов машиностроительных специальностей вузов. М., Машиностроение, 1980, рис.18.2, стр.225-226).Known coaxial coaxial-jet nozzle containing a nozzle in the form of a hollow cylinder connecting the cavity of the liquid oxidizer to the combustion zone - the cavity of the combustion chamber, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the cavity of the gaseous fuel to the combustion zone (V.E. Alemasov et al. " Theory of rocket engines ": A textbook for students of engineering specialties of universities. M., Engineering, 1980, Fig. 18.2, pp. 225-226).

В данной форсунке окислитель подается в зону горения по осевому каналу внутри наконечника, а горючее - по кольцевому зазору между втулкой и наконечником. На выходе из форсунки струя окислителя имеет форму сплошного конуса, обращенного вершиной к наконечнику форсунки, а струя горючего - форму полого конуса. Контакт горючего и окислителя происходит по поверхности сплошного конуса. Такая схема подачи не обеспечивает качественного распыла компонентов топлива, что приводит к уменьшению коэффициента полноты сгорания топлива и, соответственно, к потерям удельного импульса тяги.In this nozzle, the oxidizing agent is fed into the combustion zone along the axial channel inside the tip, and the fuel through the annular gap between the sleeve and the tip. At the outlet of the nozzle, the oxidizer stream has the shape of a continuous cone, with its tip facing the nozzle tip, and the fuel stream has the shape of a hollow cone. The contact of fuel and oxidizer occurs on the surface of a continuous cone. Such a supply scheme does not provide a high-quality atomization of fuel components, which leads to a decrease in the coefficient of completeness of fuel combustion and, consequently, to the loss of specific impulse of thrust.

Известна коаксиальная соосно-струйная форсунка, содержащая полый наконечник, соединяющий полость одного компонента топлива с зоной горения, втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с зоной горения, в выходной части наконечника выполнены радиально расположенные пазы. Выходной участок внутренней поверхности втулки выполнен эквидистантно наружной поверхности пазов наконечника, при этом площадь сечения на выходе между эквидистантной поверхностью втулки и пазами наконечника составляет Fг=(0,6-2,2)·Fo, где Fo - площадь сечения пазов на выходе наконечника (Патент РФ №2161719, МПК: F02K 9/52, F23D 11/12).Known coaxial coaxial-jet nozzle containing a hollow tip connecting the cavity of one component of the fuel with the combustion zone, a sleeve covering the tip with an annular gap and connecting the cavity of the other fuel component with the combustion zone, radially located grooves are made in the outlet of the tip. The output portion of the inner surface of the sleeve is made equidistant to the outer surface of the grooves of the tip, while the cross-sectional area at the outlet between the equidistant surface of the sleeve and the grooves of the tip is Fg = (0.6-2.2) · Fo, where Fo is the cross-sectional area of the grooves at the output of the tip ( RF patent №2161719, IPC: F02K 9/52, F23D 11/12).

Основным недостатком данной форсунки является то, что фронт пламени приближается к огневому днищу, что приводит к повышенным тепловым потокам в огневое днище и пристеночную часть огневой стенки камеры сгорания.The main disadvantage of this nozzle is that the flame front approaches the fire bottom, which leads to increased heat fluxes into the fire bottom and the wall part of the fire wall of the combustion chamber.

Известна топливная форсунка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащая трубчатый корпус, а также закрепленную коаксиально внутри корпуса глухую трубку. В пилоне выполнено не менее, чем одно входное отверстие. Канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным отверстием в пилоне. Основной осевой канал трубчатого корпуса со стороны выхода может быть выполнен со ступенчатым расширением, в которое направлены выполненные тангенциально относительно оси форсунки сквозные отверстия. Внутри трубчатого корпуса, в месте ступенчатого расширения, коаксиально между трубчатым корпусом и глухой трубкой может быть выполнен патрубок. Между патрубком и трубчатым корпусом может быть образован кольцевой торцевой карман, открытой стороной направленный в сторону выхода из корпуса (Патент РФ №2232916, МПК: F02K 9/52 - прототип).Known fuel nozzle of a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine containing a tubular body, as well as a blank tube fixed coaxially inside the body. At least one inlet is made in the pylon. The blind pipe channel is formed from the exit side by its blind axial channel, and from the input side by an inlet in the pylon. The main axial channel of the tubular body from the outlet side can be made with a stepwise expansion, into which through holes are made tangentially with respect to the nozzle axis. Inside the tubular body, in the place of stepwise expansion, a pipe can be made coaxially between the tubular body and the blind tube. An annular end pocket may be formed between the nozzle and the tubular body, with its open side directed towards the exit from the body (RF Patent No. 2232916, IPC: F02K 9/52 - prototype).

В качестве окислителя в данной форсунке используется окислительный генераторный газ с избытком кислорода, а в качестве горючего - жидкий водород или керосин.In this nozzle, an oxidizing generator gas with an excess of oxygen is used as an oxidizing agent, and liquid hydrogen or kerosene is used as a fuel.

Данная топливная форсунка работает следующим образом. Окислитель из полости окислителя подается в основной осевой канал трубчатого корпуса. Горючее, поступающее из полости горючего в топливную форсунку, разделяется на две части. Часть горючего через входные отверстия, выполненные в пилонах, поступает в глухую трубку, а оставшаяся часть подается через тангенциальные отверстия, выполненные в месте ступенчатого расширения трубчатого корпуса.This fuel injector operates as follows. The oxidizing agent from the cavity of the oxidizing agent is fed into the main axial channel of the tubular body. The fuel coming from the fuel cavity into the fuel nozzle is divided into two parts. Part of the fuel through the inlet holes made in the pylons enters the blank tube, and the remaining part is fed through the tangential holes made in the place of the stepped expansion of the tubular body.

В результате из форсунки компоненты попадают в огневое пространство камеры сгорания в виде трехслойной струи, в центре которой находится часть горючего, его охватывает кольцевая струя окислителя, а ее, в свою очередь, охватывает струя оставшейся части горючего.As a result, components from the nozzle enter the firing space of the combustion chamber in the form of a three-layer jet, in the center of which is part of the fuel, it is surrounded by an annular jet of oxidizer, and it, in turn, is covered by the jet of the remaining part of the fuel.

Основным недостатком данной топливной форсунки в том, что струя горючего, поступающая в камеру сгорания из глухой трубки, имеет большую длину нераспавшейся части струи и большое значение характерного поперечного размера.The main disadvantage of this fuel injector is that the jet of fuel entering the combustion chamber from a blank tube has a large length of the non-decaying part of the jet and a great value of the characteristic transverse size.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и повышение полноты сгорания компонентов топлива за счет улучшения качества смесеобразования.The objective of the invention is to remedy these disadvantages and increase the completeness of combustion of fuel components by improving the quality of mixture formation.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенная двухкомпонентная газожидкостная форсунка, преимущественно, для камеры жидкостного ракетного двигателя, согласно изобретению, содержит корпус с наконечником для подачи горючего, при этом наконечник форсунки установлен внутри корпуса на пилонах, а его канал соединен с полостью горючего при помощи отверстий, выполненных в пилонах, втулку, установленную с кольцевым зазором на корпус и образующую кольцевой канал для подачи газообразного окислителя, соединенный с полостью окислителя при помощи каналов, выполненных в корпусе между его стенкой и пилонами для подачи горючего, при этом канал наконечника выполнен закрытым со стороны его входной части, а его внутренняя полость соединена с кольцевым зазором между наконечником и втулкой при помощи отверстий, предпочтительно, радиальных, выполненных в его выходной части, при этом в выходной части втулки выполнено ступенчатое расширение, полость которого соединена с полостью горючего при помощи тангенциальных каналов, выполненных в стенке втулки.The solution to this problem is achieved by the fact that the proposed two-component gas-liquid nozzle, mainly for the chamber of a liquid propellant rocket engine, according to the invention, comprises a housing with a tip for supplying fuel, while the nozzle tip is installed inside the housing on the pylons, and its channel is connected to the fuel cavity by holes made in the pylons, a sleeve mounted with an annular gap on the housing and forming an annular channel for supplying a gaseous oxidizer, connected to the cavity, oxidize For using channels made in the housing between its wall and pylons for supplying fuel, while the channel of the tip is made closed from the side of its input part, and its internal cavity is connected to the annular gap between the tip and the sleeve using holes, preferably radial, made in its output part, while in the output part of the sleeve a stepwise expansion is made, the cavity of which is connected to the fuel cavity using tangential channels made in the wall of the sleeve.

В варианте исполнения, в выходном расширении втулки установлен полый цилиндр, являющийся продолжением внутреннего канала втулки и образующий с выходной цилиндрической поверхностью выходного расширения кольцевой зазор, полость которого соединена при помощи тангенциальных отверстий, выполненных в стенке втулки, с полостью горючего.In an embodiment, a hollow cylinder is installed in the output extension of the sleeve, which is a continuation of the internal channel of the sleeve and forms an annular gap with the output cylindrical surface of the output extension, the cavity of which is connected with the cavity of the fuel via tangential holes made in the wall of the sleeve.

В варианте исполнения, на торце наконечника выполнено осевое отверстие.In an embodiment, an axial hole is made at the end of the tip.

В варианте исполнения, в выходной части наконечника выполнено ступенчатое расширение, при этом на торце наконечника выполнены отверстия, расположенные равномерно по окружности и под углом к оси наконечника.In an embodiment, a stepped expansion is made in the output part of the tip, while holes are made at the tip end that are evenly distributed around the circumference and at an angle to the tip axis.

В варианте исполнения, в выходной части наконечника выполнено ступенчатое расширение, при этом на торце наконечника, расположенном в плоскости тангенциальных отверстий втулки, выполнены отверстия, расположенные равномерно по окружности и под углом к оси наконечника.In an embodiment, a stepwise expansion is made in the output part of the tip, while at the end of the tip located in the plane of the tangential holes of the sleeve, holes are made that are evenly distributed around the circumference and at an angle to the axis of the tip.

Предлагаемая двухкомпонентная газожидкостная форсунка, преимущественно, для камер жидкостного ракетного двигателя, за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи - повышение полноты сгорания компонентов топлива за счет того, что часть горючего, поступающего в двухкомпонентную газожидкостную форсунку, подается системой струй в поперечный поток газообразного окислителя, что, в свою очередь, приводит к улучшению качества смесеобразования.The proposed two-component gas-liquid nozzle, mainly for the chambers of a liquid propellant rocket engine, due to its distinctive features, provides a solution to the technical problem - increasing the completeness of combustion of the fuel components due to the fact that part of the fuel entering the two-component gas-liquid nozzle is supplied by the jet system into the transverse gas oxidizing agent, which, in turn, leads to an improvement in the quality of mixture formation.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид форсунки в продольном разрезе в составе смесительной головки камеры жидкостного ракетного двигателя, на фиг.2 - сечение А-А форсунки, на фиг.3 - сечение Б-Б форсунки, на фиг.4 - сечение В-В форсунки, на фиг.5 - сечение Г-Г форсунки, на фиг.6 - продольный разрез форсунки в варианте исполнения, на фиг.7 - сечение Д-Д форсунки в варианте исполнения, на фиг.8 - продольный разрез форсунки в варианте исполнения, на фиг.9 - продольный разрез форсунки в варианте исполнения, на фиг.10 - вид Ж форсунки в варианте исполнения, на фиг.11 - продольный разрез форсунки в варианте исполнения.The invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows a General view of the nozzle in longitudinal section as part of the mixing head of the chamber of a liquid propellant rocket engine, Fig. 2 is a section A-A of the nozzle, in Fig. 3 is a section BB of the nozzle, in Fig. .4 - section BB nozzle, FIG. 5 - section GG nozzle, FIG. 6 - longitudinal section of the nozzle in the embodiment, FIG. 7 - section DD nozzle in the embodiment, FIG. 8 - a longitudinal section of the nozzle in the embodiment, figure 9 is a longitudinal section of the nozzle in the embodiment, figure 10 is a view injector in the embodiment, 11 - a longitudinal sectional view of the nozzle in the embodiment.

Предложенная форсунка содержит корпус 1, втулку 2, и наконечник 3. Осевой канал 4 наконечника 3 соединен через отверстия 5, выполненные в пилонах, с полостью горючего 6 и через четыре радиальных отверстия 7, выполненных на цилиндрической поверхности наконечника, с кольцевым каналом 8. Во втулке 2 выполнены тангенциальные отверстия 9, соединенные с полостью горючего 6. Газообразный окислитель поступает в форсунку из полости окислителя 10.The proposed nozzle contains a housing 1, a sleeve 2, and a tip 3. The axial channel 4 of the tip 3 is connected through holes 5 made in the pylons, with a fuel cavity 6 and through four radial holes 7 made on the cylindrical surface of the tip, with an annular channel 8. In the sleeve 2 is made of tangential holes 9 connected to the cavity of the fuel 6. The gaseous oxidizer enters the nozzle from the cavity of the oxidizer 10.

В варианте исполнения, в выходном расширении втулки 2, установлен полый цилиндр, являющийся продолжением внутреннего канала втулки и образующий с выходной цилиндрической поверхностью выходного расширения кольцевой зазор 11, полость которого соединена через тангенциальные отверстия 12 с полостью горючего.In an embodiment, a hollow cylinder is installed in the output extension of the sleeve 2, which is a continuation of the internal channel of the sleeve and forms an annular gap 11 with the output cylindrical surface of the output extension, the cavity of which is connected through the tangential openings 12 to the fuel cavity.

В варианте исполнения, на торце наконечника 3 выполнено осевое отверстие 13.In an embodiment, an axial hole 13 is made at the end of the tip 3.

В варианте исполнения, в выходной части наконечника 3 выполнено ступенчатое расширение, на торце наконечника 3 выполнены отверстия 14, расположенные равномерно по окружности и под углом к оси наконечника 3.In an embodiment, a stepwise expansion is made in the output part of the tip 3, holes 14 are made at the end of the tip 3, arranged uniformly around the circumference and at an angle to the axis of the tip 3.

В варианте исполнения, в выходной части наконечника 3, выполнено ступенчатое расширение, при этом на торце наконечника 3, расположенном в плоскости тангенциальных отверстий 9 втулки 2, выполнены отверстия 15, расположенные равномерно по окружности и под углом к оси наконечника 3.In the embodiment, in the output part of the tip 3, a stepwise expansion is performed, while at the end of the tip 3 located in the plane of the tangential holes 9 of the sleeve 2, holes 15 are made that are uniformly circumferential and at an angle to the axis of the tip 3.

Предложенная двухкомпонентная газожидкостная форсунка работает следующим образом.The proposed two-component gas-liquid nozzle operates as follows.

Горючее разделяется на две части. Первая часть горючего, через отверстия 5, выполненные в пилонах корпуса 1, поступает в осевой канал 4 наконечника 3 и, далее, распределяется между четырьмя радиальными отверстиями 7. Струя горючего, выходящая из каждого отверстия 7, внедряется в поперечный поток газообразного окислителя, поступающего из полости окислителя 10 через пилоны корпуса 1, в кольцевой канал 8 и интенсивно смешивается с ним. Вторая часть горючего, через тангенциальные отверстия 9, поступает в ступенчатое расширение втулки 2, где закручивается относительно ее оси и далее впрыскивается в камеру жидкостного ракетного двигателя.Fuel is divided into two parts. The first part of the fuel, through the holes 5 made in the pylons of the housing 1, enters the axial channel 4 of the tip 3 and, then, is distributed between the four radial openings 7. The fuel jet exiting from each hole 7 is introduced into the transverse flow of gaseous oxidizer coming from the cavity of the oxidizing agent 10 through the pylons of the housing 1, into the annular channel 8 and is intensively mixed with it. The second part of the fuel, through the tangential openings 9, enters the stepwise expansion of the sleeve 2, where it is twisted around its axis and then injected into the chamber of a liquid propellant rocket engine.

В варианте исполнения, часть горючего поступает в кольцевой зазор 11, выполненный внутри втулки 2.In the embodiment, part of the fuel enters the annular gap 11, made inside the sleeve 2.

В варианте исполнения, часть горючего, поступающего в осевой канал 4 наконечника 3, распределяется между радиальными отверстиями 7 и осевым отверстием 13.In an embodiment, a part of the fuel entering the axial channel 4 of the tip 3 is distributed between the radial holes 7 and the axial hole 13.

В варианте исполнения, часть горючего, поступающего в осевой канал 4 наконечника 3, распределяется между отверстиями 14.In an embodiment, a part of the fuel entering the axial channel 4 of the tip 3 is distributed between the holes 14.

В варианте исполнения, часть горючего, поступающего в осевой канал 4 наконечника 3, распределяется между отверстиями 15, при этом торец наконечника 3 расположен в плоскости тангенциальных отверстий 9 втулки 2.In the embodiment, part of the fuel entering the axial channel 4 of the tip 3 is distributed between the holes 15, while the end of the tip 3 is located in the plane of the tangential holes 9 of the sleeve 2.

Использование предложенного технического решения позволит повысить полноту сгорания компонентов топлива за счет того, что часть горючего, поступающего в двухкомпонентную газожидкостную форсунку, подается системой струй в поперечный поток газообразного окислителя, что, в свою очередь, приводит к улучшению качества смесеобразования.Using the proposed technical solution will increase the completeness of combustion of the fuel components due to the fact that part of the fuel entering the two-component gas-liquid nozzle is fed by a system of jets into the transverse flow of a gaseous oxidizer, which, in turn, leads to an improvement in the quality of mixture formation.

Claims

1. A two-component gas-liquid nozzle, mainly for a liquid-propellant rocket engine chamber, characterized in that it contains at least a housing with a nozzle for supplying fuel, wherein the nozzle tip is mounted on the pylons inside the housing and its channel is connected to the fuel cavity by holes made in the pylons, a sleeve mounted with an annular gap on the housing and forming an annular channel for supplying a gaseous oxidizer, connected to the cavity of the oxidizer using channels made in the housing between its wall and pylons for supplying fuel, while the channel of the tip is made closed from the side of its input part, and its internal cavity is connected to the annular gap between the tip and the sleeve using holes, preferably radial, made in its output part, while in the output part of the sleeve, a stepped expansion is made, the cavity of which is connected to the fuel cavity by means of tangential channels made in the wall of the sleeve.

2. The two-component gas-liquid nozzle according to claim 1, characterized in that a hollow cylinder is installed in the output extension of the sleeve, which is a continuation of the internal channel of the sleeve and forms an annular gap with the output cylindrical surface of the output extension, the cavity of which is connected by tangential openings made in the wall of the sleeve , with a cavity of fuel.

3. The two-component gas-liquid nozzle according to claim 1, characterized in that an axial hole is made at the end of the tip.

4. The two-component gas-liquid nozzle according to claim 1, characterized in that a stepwise expansion is made in the output part of the tip, while holes are made at the end of the tip uniformly around the circumference and at an angle to the axis of the tip.

5. The two-component gas-liquid nozzle according to claim 4, characterized in that the end face of the tip is located in the plane of the tangential holes of the sleeve.