Струйная форсунка жидкостного ракетного двигателя малой тяги


 


Владельцы патента RU 2576765:

Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") (RU)

Изобретение относится к организации распыливания струи, истекающей из струйной форсунки жидкостного ракетного двигателя малой и особо малой тяги.Форсунка состоит из корпуса, канала подачи рабочего тела и сопла. В канале подачи рабочего тела, непосредственно перед соплом, установлен турбулизатор в виде цилиндрической проволочной спирали. спираль в струйной форсунке выполнена с шагом, равным диаметру проволоки. Изобретение обеспечивает снижение дальнобойности струй и надежное смесеобразование компонентов топлива.1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к организации распыливания струи, истекающей из струйной форсунки жидкостного ракетного двигателя малой и особо малой тяги.

Известны струйные форсунки (см. "Жидкостные ракетные двигатели". Основы проектирования под редакцией М.В. Добровольского. Издательство - М.: Машиностроение, 1968, стр.88-89; Д.Г. Пажи, В.С. Галустов, «Распылители жидкостей». Издательство «Химия», Москва, 1979, стр.53-59).

Такие форсунки состоят из корпуса, канала подачи рабочего тела и сопла.

Струйные форсунки просты в изготовлении, компактны и имеют большой коэффициент расхода, в 2,5-3 раза превышающий коэффициент расхода центробежных форсунок, что позволяет повысить расходонапряженность по сечению камеры сгорания ракетного двигателя.

К недостаткам струйных форсунок следует отнести их большую дальнобойность, малый угол распыления и невысокую дисперсность. Угол распыла по данным вышеприведенных источников составляет 10-15° при больших перепадах давления (более 3 кгс/см2).

В жидкостных ракетных двигателях малой тяги перепад давления на форсунке составляет около 3 кгс/см2 и менее, при этом дальнобойность струи достигает величины более 90 мм, что совершенно неприемлемо для нормального смесеобразования, особенно в двигателях особо малых тяг (1Н и менее).

Большой угол распыла при одновременном улучшении тонкости распыливания можно обеспечить при одновременном столкновении нескольких струй (обычно одна струя горючего сталкивается с несколькими струями окислителя в одной точке); аналогичную картину можно получить также при соударении струи с преградой (стенкой) при условии столкновения струи с преградой под прямым углом; в этом случае распад струи на капли возможен только при больших перепадах давления.

Следующим недостатком перечисленных методов увеличения угла распыла и улучшения тонкости распыливания является отсутствие возможности использования их в жидкостных ракетных двигателях малой и особо малой тяги, поскольку в указанных двигателях ограничены количество струйных форсунок и пространство, в котором они размещены. Особо сложной задачей является организация смесеобразования в двигателях особо малой тяги, когда количество струйных форсунок составляет всего две (по одной форсунке окислителя и горючего); столкновение таких струй приводит к образованию пелены, и в этом случае не может быть и речи о тонкости распыливания. Кроме того, на таких двигателях из-за малого расхода компонентов топлива (доли грамма в секунду) срабатывают низкие перепады давления (менее 1 кгс/см2), при которых даже при соударении струй или столкновении с преградой они не распадаются, а образуют жидкие пелены или растекаются на преграде.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение дальнобойности струй за счет обеспечения распыливания их непосредственно на выходе из форсунки и обеспечение надежного смесеобразования компонентов топлива непосредственно в зоне у смесительной головки двигателя малой тяги. Схемы пересечения факелов, образованных форсунками, приведены на рис.1.12. а, б, в (Д.Г. Пажи, B.C. Галустов, «Основы техники распыливания жидкостей». - М.: Химия, 1984, стр.25).

Решение заключается в том, что в струйной форсунке жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящей из корпуса, канала подачи рабочего тела и сопла дополнительно в канале подачи компонента топлива, непосредственно перед соплом, установлен турбулизатор в виде цилиндрической проволочной спирали.

Для повышения стабильности результатов распыливания рабочего тела предлагается выполнять спираль с шагом, равным диаметру проволоки.

Предлагаемая конструкция поясняется чертежом, на котором показан продольный разрез струйной форсунки. Форсунка состоит из корпуса 1, канала подачи рабочего тела 2, сопла 3 и турбулизатора 4. Турбулизатор представляет собой цилиндрическую спираль из проволоки. Перемещения турбулизатора как в направлении продольной оси форсунки, так и перпендикулярно ей исключаются. Канал, образованный витками спирали, имеет диаметр, примерно равный диаметру сопла.

Форсунка работает следующим образом. Жидкое рабочее тело (вода, окислитель, горючее) поступает в канал подачи рабочего тела 2 и далее при прохождении через турбулизатор 3 встречает на пути препятствия в виде витков спирали. На этих чередующихся препятствиях поток жидкого рабочего тела становится турбулентным в пристеночном слое. Вихревое течение быстро распространяется в радиальном направлении и перед сопловым участком 3 по всему сечению канала течение рабочего тела становится турбулентным, при этом ослабевает связь между соседними вихревыми потоками жидкости, обусловленная силами поверхностного натяжения. Кроме того, в каналах, образованных витками спирали, поток рабочего тела приобретает вращательное движение, напоминающее движение рабочего тела в центробежной форсунке. В целом работа струйной форсунки напоминает работу ценробежно-струйной форсунки. В результате истечения из сопла 3 форсунки сплошной поток жидкости дробится на капли. С увеличением количества витков спирали и перепада давления, срабатываемого на форсунке, а также при использовании рабочих тел с низким коэффициентом вязкости происходит дробление на более мелкие капли. Корневой угол факела распыла доходит до 20°.

На опытном образце получены положительные результаты при проливке на воде экспериментальной форсунки с турбулизатором для двигателя тягой порядка 0,6 Н. При этом диаметр сопла струйной форсунки составил 0,2 мм, внутренний диаметр корпуса в проточке под спираль - 0,5 мм. Спираль была изготовлена из проволоки диаметром 0,15 мм с образованием канала с наименьшим диаметром 0,2 мм. Выполнение спирали с шагом навивки, равным диаметру проволоки, позволит получать стабильные характеристики по качеству распыла рабочего тела при малых перепадах давления на струйной форсунке

Предлагаемая форсунка позволяет уменьшить дальнобойности струй за счет распыливания жидкого рабочего тела непосредственно на выходе из форсунки при малых перепадах давления. Использование таких форсунок в паре (когда две форсунки направлены под углом друг к другу) за счет увеличения поверхности взаимодействия компонентов топлива приводит к качественному перемешиванию и активному химическому взаимодействию капель окислителя и горючего в жидкой фазе в непосредственной близости от днища форсуночной головки, что улучшает динамические и энергетические характеристики двигателя малой тяги.

Еще одной особенностью предлагаемой конструкции является простота, ее высокая технологичность и возможность регулирования параметров распыла путем изменения длины спирали или шага навивки спирали.

1. Струйная форсунка жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из корпуса, канала подачи рабочего тела и сопла, отличающаяся тем, что в канале подачи компонента топлива непосредственно перед соплом установлен турбулизатор в виде цилиндрической проволочной спирали.

2. Струйная форсунка по п.1, отличающаяся тем, что спираль выполнена с шагом, равным диаметру проволоки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к организации смесеобразования и горения в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой и особо малой тяги.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления внутренней оболочки сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Способ включает ротационное выдавливание оболочки за несколько переходов.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ).

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). Способ заключается в подаче одного из самовоспламеняющихся компонентов топлива, например, горючего через соосную с камерой сгорания центробежную форсунку с образованием цилиндрической пелены, переходящей в коническую за срезом сопла форсунки и второго компонента, например, окислителя через струйные форсунки, равномерно расположенные по окружности, соосной с соплом центробежной форсунки, по заявляемому изобретению весь второй компонент подают через струйные форсунки на конический дефлектор, соосный с ними, формируют на нем первичные пленки, которые затем подают с острой кромки дефлектора на внутреннюю стенку камеры сгорания и формируют на ней вторичные пленки, которые впервые соприкасают с пленкой первого компонента на стенке камеры сгорания для организации жидкофазного смешения компонентов путем взаимного проникновения горючего и окислителя на полную их толщину на стенке камеры сгорания и одновременного охлаждения ее всем поступающим компонентом, при этом обеспечивают длину свободного пролета пленки конуса распыла центробежной форсунки до встречи с камерой сгорания, не превышающую более чем в два раза расчетную длину начала распада пленки, а толщины пленок окислителя и горючего формируют исходя из соотношений: ; где - внутренний диаметр расположения вторичных пленок окислителя на стенке камеры сгорания; - толщины вторичной пленки окислителя на стенке камеры сгорания; rm.к.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги, используемым в качестве исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов.

Изобретение относится к композиционным материалам, в частности к углерод-углеродному композиционному материалу, и может использоваться при изготовлении жидкостных ракетных двигателей.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющую части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена трапециевидной формы с полостью трапециевидной формы, на торцах кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные и выходные отверстия.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя состоит из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своими воспламенителями подаваемого рабочего тела. Изобретение обеспечивает повышение скорости истечения отработанного рабочего тела за счет повышения расхода рабочего тела в единицу времени. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения. Камера состоит 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, при этом оси струйных форсунок направлены тангенциально к поверхности вставки, а возле точек пересечения осей форсунок с поверхностью вставки выполнено как минимум одно отверстие, смещенное от точек пересечения по направлению от струйных форсунок в пределах контуров растекания первичных пленок окислителя и горючего. Отверстие дополнительно смещено в сторону проекции одной из осей форсунок на поверхность вставки. Возле каждой точки пересечения осей струйных форсунок с поверхностью вставки выполнено минимум одно отверстие, а оси струйных форсунок расположены параллельно. Отверстия расположены за точками пересечения осей струйных форсунок с поверхностью вставки на проекции осей форсунок на стенку вставки и имеют форму, вытянутую по направлению проекции осей форсунок на стенку вставки. Изобретение обеспечивает защиту стенки корпуса камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от воздействия неравномерной по периметру и по сечению камеры температуры продуктов сгорания и высоких температур в области минимального сечения сопла. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит охлаждаемую камеру, смесительную головку, состоящую из наружного днища, среднего днища, огневого днища, форсунок форкамерного типа, включающих в себя осевой канал, выполненный глухим со стороны его входной части, соединенный при помощи тангенциальных отверстий, расположенных равномерно по окружности с полостью окислителя, кольцевой канал с тангенциальными отверстиями, расположенными равномерно по окружности и выходящими в полость горючего, расположенный коаксиально осевому каналу, форкамеру, являющуюся продолжением кольцевого канала, сообщенную с одной стороны с кольцевым каналом и осевым каналом, а с другой стороны с полостью камеры газогенератора, при этом на торце форсунки вокруг форкамеры выполнены отверстия, соединяющие полость горючего с полостью камеры газогенератора, причем во внутренней полости камеры газогенератора расположена полость воды, выполненная в виде двух днищ и закрепленных между ними газовых втулок, при этом полость воды соединена с высокотемпературной зоной камеры газогенератора через радиальные отверстия, выполненные в стенках газовых втулок, в варианте исполнения в днище полости воды, расположенном со стороны смесительной головки, выполнены отверстия. Изобретение обеспечивает повышение однородности температурного поля генераторного газа на выходе и давлений за счет балластировки продуктов сгорания водой и упрощение конструкции. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, работающих на газообразных компонентах топливной смеси. Вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе содержит камеру сгорания с соплом и тангенциальные завихрители для подачи в нее компонентов топлива. В камере сгорания со стороны ее переднего днища расположены внутренний и внешний завихрители, выполненные коаксиально и разделенные цилиндрическим стаканом. Камерой закручивания внутреннего завихрителя радиусом R1 является внутренняя поверхность стакана, камерой закручивания внешнего завихрителя радиусом R2 является внутренняя поверхность камеры сгорания. Тангенциальные каналы подачи компонентов топлива во внутренний и внешний завихрители направлены противоположно. Высота цилиндрического стакана определяется соотношением h=(0.4÷0.6)R2, а камера сгорания выполнена с сужением от радиуса R2 до радиуса R1 на расстоянии L=(1÷1.5)R2 от переднего днища. Соотношение радиусов камер закручивания внешнего и внутреннего завихрителей определяется из решения алгебраического уравнения. Изобретение обеспечивает работу с любыми газообразными топливными композициями и высокие энерготяговые характеристики за счет повышения полноты сгорания при интенсивном перемешивании горючего и окислителя во встречных закрученных потоках, а также компенсации реактивной силы, вызывающей нежелательное вращение двигателя. 4 ил.
Наверх