RU2477383C1 - Method of low-thrust rocket engine chamber operation - Google Patents
Method of low-thrust rocket engine chamber operation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2477383C1 RU2477383C1 RU2011142074/06A RU2011142074A RU2477383C1 RU 2477383 C1 RU2477383 C1 RU 2477383C1 RU 2011142074/06 A RU2011142074/06 A RU 2011142074/06A RU 2011142074 A RU2011142074 A RU 2011142074A RU 2477383 C1 RU2477383 C1 RU 2477383C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- oxidizer
- area
- ignition
- combustion
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 108
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 52
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 40
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 25
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 6
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 6
- 230000009471 action Effects 0.000 description 4
- 238000010892 electric spark Methods 0.000 description 4
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 4
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 description 4
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 3
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 3
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 230000007480 spreading Effects 0.000 description 1
- 238000012956 testing procedure Methods 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разработки ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) на несамовоспламеняющемся двухкомпонентном газообразном топливе с обеспечением экономичного многократного запуска РДМТ в условиях их эксплуатации на космических аппаратах, орбитальных пилотируемых космических станциях и средствах межорбитальной транспортировки, при отработке двигателей в стендовых условиях. Изобретение может быть использовано также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.The invention relates to rocket and space technology and can be used to develop small thrust rocket engines (RDMT) on non-combustible two-component gaseous fuel with the provision of economical multiple launch of the RDMT in conditions of their operation on spacecraft, orbital manned space stations and means of inter-orbital transportation, during development engines in bench conditions. The invention can also be used in aircraft and in industrial power units.
Отличительной особенностью РДМТ, кроме уровня тяни, является многократность (N=103…104) циклов работы (включений) в эксплуатации. Каждый цикл работы включает стадию запуска, стадию стационарной работы и стадию выключения (останова). При использовании несамовоспламеняющихся топлив возрастает роль обеспечения многократного надежного принудительного воспламенения топлива при сохранении требований экономичной работы на стационарном режиме. Дополнительными обязательными требованиями к запуску РДМТ являются обеспечение предельно высоких динамических характеристик выхода двигателей на стационарный режим работы и минимизация затрат на его осуществление.A distinctive feature of the RDMT, in addition to the level of traction, is the multiple (N = 10 3 ... 10 4 ) cycles of operation (inclusions) in operation. Each work cycle includes a start-up phase, a stationary operation stage and a shutdown (stop) stage. When using non-self-combustible fuels, the role of providing multiple reliable forced ignition of the fuel while maintaining the requirements of economical stationary operation increases. Additional mandatory requirements for the launch of the RDMT are to ensure extremely high dynamic characteristics of the engines entering the stationary mode of operation and minimizing the costs of its implementation.
Известна конструкция ЖРД, работающего на несамовоспламеняющемся топливе, приведенная на рис.4.7, стр.77, в книге «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей» под редакцией Г.Г.Гахуна [1]. Устройство включает основную камеру сгорания (КС), предкамеру (ПК) и раздельные линии подачи компонентов топлива в КС и в ПК. Для воспламенения топлива в ПК установлена электроискровая свеча.The known design of liquid propellant rocket engines running on non-combustible fuel, shown in Fig.4.7, p.77, in the book "Design and Design of Liquid Rocket Engines" edited by GG Gakhun [1]. The device includes a main combustion chamber (KS), a pre-chamber (PC) and separate lines for supplying fuel components to the KS and to the PC. To ignite the fuel, an electric spark plug is installed in the PC.
Известен способ работы ЖРД, реализованный в данном устройстве, который состоит в следующем. Пусковые порции окислителя и горючего поступают в ПК ЖРД. После смешения компонентов до заданного состава смесь воспламеняется от включенной электроискровой свечи. Образующаяся струя продуктов сгорания воспламеняет основной расход топлива, поступающий в КС. После выхода на стационарный режим работы ЖРД подача компонентов топлива в ПК и процесс горения в ней прекращаются, и работу двигателя обеспечивает установившийся процесс горения в основной КС.A known method of operation of the rocket engine implemented in this device, which consists in the following. Launch portions of the oxidizing agent and fuel enter the PC LRE. After mixing the components to a predetermined composition, the mixture ignites from the included spark plug. The resulting stream of combustion products ignites the main fuel flow entering the compressor station. After reaching the stationary operation mode of the LRE, the supply of fuel components to the PC and the combustion process in it are stopped, and the engine is provided by the steady-state combustion process in the main compressor station.
Применительно к ЖРД, расходы топлива в которых значительные и составляют несколько килограмм в секунду, возможна организация раздельной подачи компонентов топлива в КС и в ПК в количествах, позволяющих осуществлять воспламенение пусковой порции топлива с образованием факела с достаточной энергией для поджига основного расхода топлива в КС.In relation to liquid propellant rocket engines, the fuel consumption of which is significant and amounts to several kilograms per second, it is possible to organize separate supply of fuel components to the compressor station and to the PC in quantities that allow ignition of the starting portion of the fuel with the formation of a torch with sufficient energy to ignite the main fuel consumption in the compressor station.
Недостатком такого устройства и способа его работы для РДМТ является то, что суммарные расходы компонентов топлива в РДМТ составляют граммы и доли грамма в секунду и раздельная подача такого малого расхода, и тем более малых частей такого расхода с требуемым соотношением компонентов топлива в КС и особенно в ПК крайне затруднительна. Кроме того, при многократных включениях с попаданием на свечу смеси компонентов топлива, содержащих углерод (например, при использовании в качестве горючего метана), свеча загрязняется продуктами неполного сгорания топлива в ПК. К недостаткам устройства следует отнести также наличие двух магистралей подачи в двигатель каждого из компонентов топлива.The disadvantage of such a device and its operation method for RDMT is that the total consumption of fuel components in the RDMT is grams and fractions of a gram per second and the separate supply of such a small flow rate, and especially small parts of such a flow rate with the required ratio of fuel components in the compressor station, and especially in PC is extremely difficult. In addition, during repeated switching on with a mixture of carbon-containing fuel components falling onto a candle (for example, when using methane as a combustible fuel), the candle is contaminated with products of incomplete combustion of fuel in a PC. The disadvantages of the device should also include the presence of two supply lines to the engine of each of the fuel components.
Известна конструкция камеры РДМТ, работающего на двухкомпонентном газообразном несамовоспламеняющемся топливе: кислород-водород, включающая КС с соплом и смесительной головкой, ПК с воспламенителем, подводящие трубопроводы [2]. В устройстве осуществляется постоянная, в течение всего времени работы двигателя, подача всего расхода окислителя (кислорода) и немалой части расхода горючего (водорода) в ПК, в которой осуществляется воспламенение топлива, и подача остальной части расхода горючего в КС. Для воспламенения топлива используется электроискровая свеча.A known design of an RDMT chamber operating on a two-component gaseous non-combustible fuel: oxygen-hydrogen, including a compressor with a nozzle and a mixing head, a PC with an igniter, supply pipelines [2]. The device provides a constant, during the entire time the engine is running, supply of the entire flow of oxidizer (oxygen) and a considerable part of the flow of fuel (hydrogen) to the PC, in which the fuel is ignited, and the rest of the fuel flow to the compressor is supplied. An electric spark plug is used to ignite the fuel.
Недостатком данного устройства и способа его работы является принцип и конструкция узла распределения расходов компонентов топлива между ПК и КС, в результате чего через ПК пропускают значительный расход топлива, что приводит к большим скоростям течения воспламеняемой газовой смеси. Практика показывает, что при такой организации подачи топлива надежный запуск двигателя может быть обеспечен в случае использовании топливных композиций, предъявляющих минимальные требования к обеспечению условий воспламенения, к числу которых относится композиция кислород-водород. Но и в этом случае необходима умеренная, на уровне атмосферной, температура подаваемых в двигатель компонентов топлива и достаточная мощность воспламенителя. Применение электроискровой свечи для реализации надежного многократного воспламенения топлива сопряжено с относительно большими массовыми затратами на свечу и преобразователь низкого напряжения питания в высоковольтные разряды, а также с необходимостью использования специальных фильтров для защиты системы энергоснабжения объекта от возмущений, генерируемых разрядами при работе воспламенителя. Масса применяемых на практике электроискровых агрегатов зажигания, включающих свечу и преобразователь постоянного низкого напряжения (обычно 27 В) в высоковольтные разряды (несколько киловольт), с учетом массы защитного фильтра, составляет ~1,5…2,0 кг, что может превосходить массу всех остальных элементов конструкции двигателя. Использование для управления одним объектом значительного количества таких двигателей (на практике от 8 до 40), каждый из которых оснащен таким воспламенителем, приводит к нерациональному увеличению массы всей двигательной установки.The disadvantage of this device and its method of operation is the principle and design of the unit for distributing the flow of fuel components between the PC and the compressor station, as a result of which significant fuel consumption is passed through the PC, which leads to high flow rates of the flammable gas mixture. Practice shows that with this organization of fuel supply, reliable engine start can be ensured in the case of using fuel compositions that impose minimal requirements for providing ignition conditions, which include oxygen-hydrogen composition. But even in this case, a moderate, at atmospheric level, temperature of the fuel components supplied to the engine and a sufficient igniter power are needed. The use of an electric spark plug for the implementation of reliable multiple ignition of the fuel is associated with relatively large mass costs for a candle and a converter for low voltage supply to high voltage discharges, as well as the need to use special filters to protect the power supply system of the object from disturbances generated by discharges during igniter operation. The mass of electric spark ignition units used in practice, including a candle and a constant-voltage low voltage converter (usually 27 V) into high-voltage discharges (several kilovolts), taking into account the mass of the protective filter, is ~ 1.5 ... 2.0 kg, which can exceed the weight of all other engine design elements. The use of a significant number of such engines to control one object (in practice, from 8 to 40), each of which is equipped with such an igniter, leads to an irrational increase in the mass of the entire propulsion system.
При использовании других горючих, например метана, при той же расходонапряженности в ПК, надежность воспламенения существенно понижается.When using other fuels, such as methane, with the same flow rate in the PC, the ignition reliability is significantly reduced.
Известна конструкция камеры РДМТ, работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе, которая содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, ПК с воспламенителем, трубопроводы подвода компонентов топлива [3]. Смесительная головка включает в себя линию подачи окислителя, представляющую собой осевой канал-форсунку, соединенный одним концом с трубопроводом подачи окислителя и другим концом сообщающийся с КС, и посредством одного или нескольких радиальных отверстий в стенке канала-форсунки, с полостью ПК, линию подачи горючего, представляющую собой радиальный канал, соединенный с трубопроводом подачи горючего, переходящий в кольцевой коллектор, сообщающийся с каналами-форсунками подачи горючего в КС и каналами с расположенной с внешней стороны от канала-форсунки окислителя кольцевой промежуточной полостью, которая, с одной стороны, сообщается кольцевым каналом-форсункой с КС, и, с другой стороны, сообщается одним или несколькими продольными каналами с ПК.A known design of the RDMT chamber operating on a two-component non-combustible gaseous fuel, which contains a combustion chamber with a nozzle and a mixing head, a PC with an igniter, pipelines for supplying fuel components [3]. The mixing head includes an oxidizer feed line, which is an axial nozzle channel, connected at one end to the oxidizer feed pipe and at the other end in communication with the compressor, and through one or more radial holes in the nozzle channel wall, with a PC cavity, a fuel supply line representing a radial channel connected to the fuel supply pipeline, passing into an annular manifold, communicating with the nozzle channels of the fuel supply to the compressor station and channels located on the outside s from the channel-nozzle of the oxidizer annular intermediate cavity, which, on the one hand, communicates with the annular channel-nozzle from the COP, and, on the other hand, communicates with one or more longitudinal channels from the PC.
Способ работы ракетного двигателя малой тяги с такой камерой включает воспламенение в ПК пусковой порции топлива, которая образуется в результате постоянной подачи в нее небольшой части расхода окислителя из полости осевого канала-форсунки и кратковременной, в начальный период запуска двигателя, подачи небольшого расхода горючего из промежуточной полости. Поступление малого расхода горючего в ПК обусловлено действием временно образовавшегося перепада давлений между промежуточной полостью и ПК. После воспламенения топлива в ПК процесс горения распространяется через продольные каналы, промежуточную полость и кольцевой канал-форсунку в КС, с добавлением к продуктам сгорания части расхода горючего в промежуточной полости и остальной части расхода горючего и большей части расхода окислителя в КС. Работа РДМТ на стационарном режиме обеспечивается горением топлива в КС. В процессе стационарной работы двигателя в ПК поступает небольшой расход окислителя, который затем через продольные каналы поступает в промежуточную полость, в которую также поступает часть расхода горючего; образовавшаяся в промежуточной полости смесь окислителя и горючего через кольцевой канал-форсунку поступает в КС, где смешивается с основным расходом топлива и сгорает.The method of operation of a small thrust rocket engine with such a chamber involves igniting a starting portion of fuel in the PC, which is formed as a result of the constant supply of a small part of the oxidizer flow into it from the cavity of the axial channel-nozzle and short-term, during the initial period of engine start-up, supplying a small amount of fuel from the intermediate cavities. The receipt of a small fuel consumption in the PC is due to the action of the temporarily formed pressure differential between the intermediate cavity and the PC. After ignition of the fuel in the PC, the combustion process propagates through the longitudinal channels, the intermediate cavity and the annular channel-nozzle in the KS, with the addition to the combustion products of the fuel consumption in the intermediate cavity and the rest of the fuel consumption and most of the oxidizer in the KS. The operation of the RDMT in stationary mode is ensured by the combustion of fuel in the compressor station. In the process of stationary operation of the engine, a small flow of oxidizer enters the PC, which then passes through the longitudinal channels into the intermediate cavity, which also receives a part of the fuel flow; the mixture of oxidizer and fuel formed in the intermediate cavity through the annular channel-nozzle enters the compressor station, where it mixes with the main fuel consumption and burns.
Недостатком этого устройства и способа его работы, принятых за прототип, является использование промежуточной полости, в которой на стадии стационарной работы двигателя формируется смесь окислителя и горючего, что может привести к распространению процесса горения из КС в кольцевой канал-форсунку и промежуточную полость. На практике это может происходить при использовании топлива кислород (окислитель) - водород (горючее), имеющего широкий концентрационный диапазон воспламенения - от 4% до 95% по объему водорода в смеси. При интенсификации процесса перемешивания и горения компонентов топлива на начальном участке КС фронт горения может распространяться вверх по потоку, в том числе и в кольцевой канал-форсунку и промежуточную полость при наличии в них пригодного для горения состава газовой смеси. Результатом этого нежелательного процесса может явиться возгорание элементов конструкции, образующих канал-форсунку и промежуточную полость.The disadvantage of this device and the method of its operation, adopted as a prototype, is the use of an intermediate cavity in which a mixture of oxidizing agent and fuel is formed at the stage of stationary engine operation, which can lead to the spread of the combustion process from the compressor station to the annular nozzle channel and the intermediate cavity. In practice, this can happen when using fuel oxygen (oxidizing agent) - hydrogen (fuel), which has a wide concentration range of ignition - from 4% to 95% by volume of hydrogen in the mixture. With the intensification of the mixing and combustion of fuel components in the initial section of the compressor station, the combustion front can propagate upstream, including into the annular nozzle channel and the intermediate cavity in the presence of a gas mixture suitable for combustion. The result of this undesirable process may be the ignition of structural elements that form the channel-nozzle and the intermediate cavity.
Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является обеспечение надежного многократного запуска и работы ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) на стационарном режиме при использовании широкого спектра несамовоспламеняющихся двухкомпонентных газообразных топлив, с обеспечением высокой полноты их сгорания в сочетании с простотой и малой массой конструкции камеры.The technical problem to which the invention is directed is to ensure reliable multiple start-up and operation of the small thrust rocket engine (RDMT) in stationary mode using a wide range of non-combustible bicomponent gaseous fuels, ensuring their high completeness of combustion in combination with the simplicity and low weight of the chamber structure .
Для решения этой задачи предлагается устройство - камера ракетного двигателя малой тяги. Камера содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов топлива. Смесительная головка включает в себя линии подачи горючего и окислителя и осуществляет смешение компонентов топлива в КС, а также в ПК в начальный период запуска двигателя.To solve this problem, a device is proposed - a camera of a small thrust rocket engine. The chamber contains a combustion chamber with a nozzle and a mixing head, a pre-chamber with an igniter, pipelines for supplying fuel components. The mixing head includes fuel and oxidizer feed lines and mixes the fuel components in the compressor station, as well as in the PC in the initial period of engine start-up.
Линия подачи горючего представляет собой радиальный канал, соединенный с трубопроводом подачи горючего и переходящий в кольцевой коллектор с каналами-форсунками подачи горючего в КС. Линия подачи окислителя представляет собой осевой канал-форсунку, соединенный одним концом с трубопроводом подачи окислителя и другим концом сообщающийся с КС и посредством одного или нескольких радиальных отверстий в стенке осевого канала-форсунки с полостью ПК. Камера сгорания связана с предкамерой сообщающим каналом.The fuel supply line is a radial channel connected to the fuel supply pipeline and passing into an annular manifold with channels-nozzles for supplying fuel to the compressor station. The oxidizer feed line is an axial channel-nozzle connected at one end to the oxidizer supply pipe and at the other end communicating with the CS and through one or more radial holes in the wall of the axial channel-nozzle with a PC cavity. The combustion chamber is connected to the pre-chamber by a reporting channel.
Кроме того, каналы-форсунки подачи горючего в камеру сгорания могут быть выполнены тангенциальными, а на выходе из осевого канала-форсунки окислителя может быть установлена центробежная форсунка.In addition, the nozzle channels of the fuel supply to the combustion chamber can be made tangential, and a centrifugal nozzle can be installed at the outlet of the axial channel of the oxidizer nozzle.
Для работы такого РДМТ предлагается способ, основанный на подаче всего расхода горючего в область основного горения, из которой малую часть расхода подают в область начального воспламенения. Большую часть расхода окислителя подают в область основного горения, а меньшую часть - в область начального воспламенения. Затем воспламеняют топливную смесь в области начального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения. При этом окислитель подают не раньше горючего.For the operation of such an RDMT, a method is proposed based on supplying the entire fuel flow rate to the main combustion area, from which a small part of the flow rate is fed to the initial ignition area. Most of the oxidizer consumption is fed to the main combustion region, and a smaller part to the initial ignition region. Then, the fuel mixture is ignited in the initial ignition region, followed by ignition of the fuel mixture in the main combustion region. In this case, the oxidizing agent is supplied not earlier than fuel.
В начальный период запуска двигателя часть расхода горючего (при задержке подачи окислителя) либо смеси горючего с окислителем (при одновременной подаче компонентов топлива) из области основного горения подают в область начального воспламенения топлива, где смешивают с поступившим в нее окислителем до образования оптимального для воспламенения состава смеси и воспламеняют. Образовавшиеся в области начального воспламенения продукты сгорания топлива подают в область основного горения, где смешивают с поступившем в нее топливом, воспламеняя последнее, в результате чего двигатель запускается. На стационарном режиме работы РДМТ меньшую часть расхода окислителя подают в область начального воспламенения, весь расход горючего и большую часть расхода окислителя подают в область основного горения, куда одновременно подают меньшую часть расхода окислителя из области начального воспламенения.In the initial period of starting the engine, part of the fuel consumption (with a delay in the supply of oxidizing agent) or a mixture of fuel with an oxidizing agent (while simultaneously supplying fuel components) from the main combustion area is fed to the initial ignition region of the fuel, where it is mixed with the oxidant received into it until an optimum composition for ignition is formed mixtures and ignite. The products of fuel combustion formed in the initial ignition region are fed to the main combustion area, where they are mixed with the fuel that enters it, igniting the latter, as a result of which the engine starts. In the stationary mode of operation of the RDMT, a smaller part of the flow rate of the oxidizing agent is supplied to the initial ignition region, all fuel consumption and a large part of the flow rate of the oxidizing agent is fed to the main combustion region, where at the same time a smaller part of the flow rate of the oxidizing agent from the initial ignition region is supplied.
Технический результат достигается организацией поступления при запуске двигателя части расхода горючего из КС через сообщающий канал в ПК под действием образовавшегося в период запуска перепада давлений между КС и ПК, и поступлением небольшого расхода окислителя в ПК через отверстие в стенке канала-форсунки окислителя, в результате чего в ПК образуется готовая к воспламенению газовая смесь, которая воспламеняется от энергии воспламенителя, процесс горения распространяется через сообщающий канал в КС. После чего за счет продолжающегося поступления в ПК окислителя давление в ней становится больше, чем давление в КС, вследствие чего прекращается поступление горючего в ПК и процесс горения в ней. Дальнейшую работу двигателя на стационарном режиме обеспечивает процесс горения в КС, а ПК и воспламенитель находятся в среде протекающего небольшого расхода окислителя с температурой, не оказывающей отрицательного влияния на их работоспособность.The technical result is achieved by organizing the receipt at engine start of a part of the fuel flow from the compressor station through the reporting channel to the PC under the action of the pressure differential between the compressor station and the PC formed during the start-up period and the small amount of oxidizer flowing into the PC through the hole in the wall of the oxidizer nozzle channel, resulting in A gas mixture ready for ignition is formed in the PC, which is ignited by the energy of the igniter, the combustion process propagates through the reporting channel to the compressor station. After that, due to the continued supply of oxidizer to the PC, the pressure in it becomes greater than the pressure in the KS, as a result of which the flow of fuel into the PC and the combustion process in it stop. Further operation of the engine in stationary mode is ensured by the combustion process in the compressor station, and the PC and the igniter are in the environment of a small flow of oxidizing agent with a temperature that does not adversely affect their performance.
Перепад давлений между КС и ПК в период запуска двигателя достигается за счет более высокого темпа роста давления в КС, вызванного поступлением в нее большого расхода компонентов топлива по отношению к темпу роста давления в ПК, в которую в этот период поступает существенно меньший расход компонентов топлива.The pressure difference between the compressor and the compressor during the engine start-up is achieved due to the higher rate of pressure increase in the compressor, caused by the arrival of a large consumption of fuel components in relation to the rate of pressure increase in the fuel, which receives significantly less fuel components during this period.
Суть изобретения поясняется представленной на фигуре конструктивной схемой камеры РДМТ.The essence of the invention is illustrated in the figure by the structural diagram of the RDMT camera.
Камера РДМТ включает КС 1 с соплом 2, ПК 3 с воспламенительным устройством 4, трубопроводы подачи в камеру газообразных окислителя 5 и горючего 6 и смесительную головку 7. Линия подачи горючего, включающая радиальный канал 9 и кольцевой коллектор 8, осуществляет подачу всего расхода горючего через каналы-форсунки 10 в КС 1. Линия подачи окислителя, включающая осевой канал-форсунку 11, осуществляет подачу большей части расхода газообразного окислителя в КС 1 и меньшей части расхода окислителя через радиальное отверстие 12 в ПК 3. КС 1 соединена с ПК 3 сообщающим каналом 13.The RDMT chamber includes
Способ работы РДМТ реализуется предложенным устройством в следующей последовательности действий.The method of operation of the RDMT is implemented by the proposed device in the following sequence of actions.
До запуска во всех полостях камеры двигателя давление одинаковое и равно давлению окружающей среды, как правило, вакуумному.Before starting, the pressure is the same in all cavities of the engine chamber and is equal to the ambient pressure, as a rule, vacuum.
При запуске горючее по трубопроводу 6 подается в смесительную головку 7 и через радиальный канал 9, коллектор 8 и каналы-форсунки 10 поступает в КС 1. Одновременно, или с задержкой, по трубопроводу 5 подается газообразный окислитель, основная часть расхода которого через канал-форсунку 11 поступает в КС 1 и небольшая часть расхода окислителя через отверстие 12 поступает в ПК 3.When starting up, fuel is supplied through a pipe 6 to a mixing
При одновременной подаче окислителя и горючего за счет поступления большого расхода топливной смеси в КС 1 в ней создается давление, которое в начальный период протекания процесса запуска больше, чем давление в ПК 3, создаваемое малым расходом окислителя, поступающим через отверстие 12. Под действием образовавшегося перепада давлений часть топливной смеси из КС 1 поступает через сообщающий канал 13 в ПК 3.With the simultaneous supply of oxidizer and fuel due to the receipt of a large consumption of the fuel mixture in
В случае задержки подачи окислителя до момента его подачи перепад давлений между КС 1 и ПК 3 будет определяться разницей между давлением в КС 1, создаваемым подачей всего расхода горючего в нее, и давлением в ПК 3, создаваемым поступлением части расхода горючего из КС 1 в ПК 3. С момента подачи окислителя происходит его поступление в КС 1 и ПК 3 с воспроизведением картины течений для варианта одновременной подачи компонентов топлива.In the case of a delay in the supply of the oxidizer to the moment of its supply, the pressure difference between
По мере поступления в ПК 3 смеси окислителя и горючего из КС 1 и окислителя через отверстие 12 в ней образуется смесь с необходимым для воспламенения составом, которая при срабатывании воспламенительного устройства 4 загорается. Высокотемпературные продукты сгорания топлива из ПК 3 истекают через сообщающий канал 13 в КС 1, в результате чего процесс горения распространяется в полость КС и двигатель запускается.As the mixture of oxidizer and fuel from
По мере работы двигателя окислитель, поступающий через отверстие 12 в ПК 3, создает в ней давление, большее чем давление в КС 1, и смесь компонентов топлива перестает поступать из КС 1 в ПК 3, в результате процесс горения в ПК прекращается.As the engine is running, the oxidizing agent entering through the
На стадии стационарной работы РДМТ малый расход окислителя, подаваемый через отверстие 12 в ПК 3, поступает через сообщающий канал 13 в КС 1, где смешивается с основным расходом топлива и участвует в процессе горения. На этой стадии работы двигателя воспламенительное устройство 4 оказывается в проточной среде низкотемпературного окислителя, защищающего воспламенительное устройство от воздействия тепловых потоков, поступающих из КС.At the stage of stationary operation of the RDMT, a small amount of oxidizer supplied through the
При опережении подачи окислителя в камеру РДМТ происходит заполнении им КС 1 и ПК 3, при этом поступивший в ПК 3 окислитель истекает через сообщающий канал 13 в КС 1. После подачи горючего и поступлении его в КС 1 давление в ней поднимается, перепад давления между ПК 3 и КС 1 уменьшается, вследствие чего уменьшается расход окислителя из ПК 3 в КС 1 и давление в ПК 3 поднимается. В результате сохраняется превышение давления в ПК 3 над давлением в КС 1 и поступление окислителя из ПК 3 в КС 1, что делает невозможным подачу горючего из КС 1 в ПК 3 и, как следствие, невозможность образования горючей смеси в ПК 3, отсутствие воспламенения топлива в ПК 3 и незапуск двигателя.When advancing the supply of the oxidizing agent to the RDMT chamber,
Заявляемое техническое решение дает следующие преимущества по сравнению с прототипом:The claimed technical solution provides the following advantages compared with the prototype:
- существенное упрощение конструкции камеры за счет сокращения количества полостей и каналов для поступления компонентов топлива в КС и ПК;- a significant simplification of the design of the chamber by reducing the number of cavities and channels for the receipt of fuel components in the COP and PC;
- исключение возможности возникновения процессов горения в полостях и каналах, не предназначенных для этого, что позволяет форсировать процесс перемешивания и сгорания компонентов топлива в начальном участка КС без риска распространения процесса горения в смежные полости;- elimination of the possibility of combustion processes in cavities and channels that are not intended for this, which allows to speed up the mixing and combustion of fuel components in the initial section of the compressor station without the risk of the combustion process spreading into adjacent cavities;
- упрощение процедуры экспериментальной отработки запуска РДМТ из-за уменьшения количества параметров, оказывающих влияние на качество процессов в камере двигателя и подлежащих оптимизации.- simplification of the experimental testing procedure for starting the rocket engine due to a decrease in the number of parameters that affect the quality of the processes in the engine chamber and are subject to optimization.
Реализация предложенного способа работы РДМТ, использующего несамовоспламеняющееся газообразное топливо, и предложенной конструктивной схемы камеры РДМТ, использующей предложенный способ, подтверждается расчетными и экспериментальными результатами.The implementation of the proposed method of operation of the RDMT using non-combustible gaseous fuel, and the proposed structural scheme of the RDMT chamber using the proposed method is confirmed by the calculated and experimental results.
В качестве воспламенителя в заявляемом устройстве могут быть использованы свечи электроискрового, лазерного или калильного типа. При разработке экспериментальных образцов РДМТ в ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» и при проведении экспериментальных исследований для воспламенения топлива использовались свечи калильного типа.As an ignitor in the inventive device can be used candles of spark, laser or glow type. When developing experimental RDMT samples at the State Research Center of the Keldysh Center Federal State Unitary Enterprise and when conducting experimental studies for the ignition of fuel, glow plugs were used.
Источники информацииInformation sources
1. «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей». / Под. Ред. Г.Г.Гахуна, - М.: Машиностроение, 1989.1. "Design and engineering of liquid rocket engines." / Under. Ed. G.G. Gahuna, - M.: Mechanical Engineering, 1989.
2. Appel M.A., Schoeman L., Berkman D.K. Oxygen/Hydrogen Thrusters for the Space Station Auxilary Propulsion Systems. JANNAF Propulsion Conference, 1984, p.29-37.2. Appel M.A., Schoeman L., Berkman D.K. Oxygen / Hydrogen Thrusters for the Space Station Auxilary Propulsion Systems. JANNAF Propulsion Conference, 1984, p.29-37.
3. «Камера ракетного двигателя малой тяги, работающего на двухкомпонентном несамоспламеняющемся газообразном топливе". Заявка на изобретение №2008117806 от 07.05.2008 (Патент РФ №2369766, вариант по п.3).3. "Chamber of a thrust rocket engine operating on a two-component non-combustible gaseous fuel." Application for invention No. 2008117806 of 05/07/2008 (RF Patent No. 2369766, option according to claim 3).
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011142074/06A RU2477383C1 (en) | 2011-10-18 | 2011-10-18 | Method of low-thrust rocket engine chamber operation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011142074/06A RU2477383C1 (en) | 2011-10-18 | 2011-10-18 | Method of low-thrust rocket engine chamber operation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2477383C1 true RU2477383C1 (en) | 2013-03-10 |
Family
ID=49124232
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011142074/06A RU2477383C1 (en) | 2011-10-18 | 2011-10-18 | Method of low-thrust rocket engine chamber operation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2477383C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2579295C1 (en) * | 2015-03-23 | 2016-04-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant engine |
| RU2592948C2 (en) * | 2014-04-30 | 2016-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" | Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine |
| RU2623610C1 (en) * | 2016-06-01 | 2017-06-28 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Hydrogen-oxygen low thrust engine |
| CN119373626A (en) * | 2024-10-28 | 2025-01-28 | 江苏大学 | Axial jet ignition and detonation system and method for rotating detonation engine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3546883A (en) * | 1967-06-08 | 1970-12-15 | Bolkow Gmbh | Liquid fuel rocket engine construction |
| DE3818623C1 (en) * | 1988-06-01 | 1989-07-13 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | |
| FR2701735A1 (en) * | 1993-02-19 | 1994-08-26 | Deutsche Aerospace | Coaxial type injector for combustion chamber of rocket engine. |
| RU2065069C1 (en) * | 1993-07-13 | 1996-08-10 | Научно-производственное объединение энергетического машиностроения им. акад.В.П.Глушко | Method of ensuring stable combustion in liquid-propellant rocket engine |
| RU2192556C2 (en) * | 2000-06-22 | 2002-11-10 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Method of organizing working process in liquid propellant thruster |
| RU2369766C1 (en) * | 2008-05-07 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Thruster (rdmt) chamber working on two-component anergolic gaseous fuel (versions) |
-
2011
- 2011-10-18 RU RU2011142074/06A patent/RU2477383C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3546883A (en) * | 1967-06-08 | 1970-12-15 | Bolkow Gmbh | Liquid fuel rocket engine construction |
| DE3818623C1 (en) * | 1988-06-01 | 1989-07-13 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | |
| FR2701735A1 (en) * | 1993-02-19 | 1994-08-26 | Deutsche Aerospace | Coaxial type injector for combustion chamber of rocket engine. |
| RU2065069C1 (en) * | 1993-07-13 | 1996-08-10 | Научно-производственное объединение энергетического машиностроения им. акад.В.П.Глушко | Method of ensuring stable combustion in liquid-propellant rocket engine |
| RU2192556C2 (en) * | 2000-06-22 | 2002-11-10 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Method of organizing working process in liquid propellant thruster |
| RU2369766C1 (en) * | 2008-05-07 | 2009-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Thruster (rdmt) chamber working on two-component anergolic gaseous fuel (versions) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2592948C2 (en) * | 2014-04-30 | 2016-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" | Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine |
| RU2579295C1 (en) * | 2015-03-23 | 2016-04-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant engine |
| RU2623610C1 (en) * | 2016-06-01 | 2017-06-28 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Hydrogen-oxygen low thrust engine |
| CN119373626A (en) * | 2024-10-28 | 2025-01-28 | 江苏大学 | Axial jet ignition and detonation system and method for rotating detonation engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2400644C1 (en) | Low-thrust rocket engine running on non-self-igniting gaseous oxidiser and liquid fuel, and method of its starting | |
| RU2326263C1 (en) | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) | |
| CN106134417B (en) | Low-thrust rocket | |
| US4382771A (en) | Gas and steam generator | |
| US9273635B2 (en) | Hypergolic hybrid motor igniter | |
| RU2477383C1 (en) | Method of low-thrust rocket engine chamber operation | |
| CN109630314B (en) | Cold start system and cold start method for air-breathing engine | |
| US20180223769A1 (en) | Catalytic N2O Pilot Ignition System for Upper Stage Scramjets | |
| US20200072458A1 (en) | Redesigned Burner | |
| RU2565131C1 (en) | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation | |
| RU2348828C1 (en) | Low-thrust rocket engine that operates on non-self-ignitable gaseous oxidant and liquid fuel and method of its start | |
| JP2008064097A (en) | Rocket engine injector assembly and rocket engine system | |
| RU2468240C1 (en) | Chamber of liquid-propellant rocket engine or gas generator with laser ignition device of fuel components, and its startup method | |
| GB1211841A (en) | Fluid propulsion mechanisms for rockets | |
| RU2369766C1 (en) | Thruster (rdmt) chamber working on two-component anergolic gaseous fuel (versions) | |
| RU2448268C1 (en) | Chamber of low-thrust rocket engine running on two-component anergolic gas fuel | |
| JP3706455B2 (en) | Hydrogen / oxygen combustor for hydrogen combustion turbine | |
| US3124933A (en) | Leroy stram | |
| US8814562B2 (en) | Igniter/thruster with catalytic decomposition chamber | |
| RU2451818C1 (en) | Laser device of fuel components ignition (versions) | |
| US3139724A (en) | Dual fuel combustion system | |
| US3744250A (en) | After-burner for an internal combustion engine | |
| US2775866A (en) | Starters for prime movers such as gas turbines | |
| EP3022492A1 (en) | Combustion system, apparatus and method | |
| RU125632U1 (en) | LOW ROCKET MOTOR CAMERA |