Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ЗАПУСКА КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ СО СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКОЙ СО СТРУЯМИ В СНОСЯЩЕМ ПОТОКЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
СПОСОБ ЗАПУСКА КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ СО СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКОЙ СО СТРУЯМИ В СНОСЯЩЕМ ПОТОКЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

СПОСОБ ЗАПУСКА КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ СО СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКОЙ СО СТРУЯМИ В СНОСЯЩЕМ ПОТОКЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Способ запуска камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя со смесительной головкой со струями в сносящем потоке состоит в том, что номинальный расход газообразного компонента на входе в смесительную головку нагревают факелом от сгорания компонентов, подающихся в смесительную головку. Эти компоненты смешиваются в массовом соотношении, находящемся между концентрационными пределами воспламенения и горения. После достижения на входе в смесительную головку температуры смеси равной или большей температуры самовоспламенения этих компонентов в смесительную головку подают номинальным расходом второй компонент. Устройство для осуществления запуска камеры сгорания содержит подогреватель с устройством воспламенения, установленный во входном диффузоре. Расстояние от выходного сечения подогревателя до входных отверстий смесительной головки превышает длину факела горения компонентов топлива в подогревателе. Изобретение обеспечивает надежное воспламенение компонентов в камере сгорания ракетного двигателя, работающей на несамовоспламеняющемся топливе при низкой, близкой к температуре окружающей среды температуре газообразного компонента. Одновременно достигается устойчивый к высокочастотным колебаниям давления процесс горения в камере и практически полное сгорание компонентов топлива на установившемся режиме работы. 2 с.п.ф-лы, 2 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2191278
Класс(ы) патента: F02K9/95, F02K9/52
Номер заявки: 2000127226/06
Дата подачи заявки: 30.10.2000
Дата публикации: 20.10.2002
Заявитель(и): Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева"
Автор(ы): Весноватов А.Г.
Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева"
Описание изобретения: Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей, применяемых в ракетной технике в составе ракетных блоков различного применения и в составе двигательных установок летательных аппаратов космического назначения. Такие двигатели должны многократно запускаться в условиях космического пространства и работать на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Изобретение может быть использовано в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.
Известен способ запуска камеры ракетного двигателя (см. "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей" /Под. ред. Г.Г. Гахуна, М., Машиностроение, 1989, стр.75, рис. 4.5.б), в котором после подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры воспламенение топлива на запуске осуществляется путем подачи через центральную пусковую форсунку порции самовоспламеняющегося пускового горючего, например триэтилалюминия или триэтилбора.
Недостатком такого способа запуска является то, что зажигание от факела центральной пусковой форсунки практически не влияет на протекание процессов смешения и горения в основных смесительных элементах или форсунках и поэтому не может повлиять на полноту сгорания и устойчивость по отношению к высокочастотным колебаниям давления.
Известен способ запуска камеры ракетного двигателя (см. "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей" /Под. ред. Г.Г. Гахуна, М., Машиностроение, 1989, стр. 75, рис.4.5.а), принятый за прототип, в котором при подаче компонентов топлива на запуске в камеру осуществляется подача пусковой порции самовоспламеняющегося компонента через все смесительные элементы - форсунки головки камеры.
Недостатком такого способа запуска является то, что при его использовании возможен только однократный запуск. Кроме того, несмотря на то, что подача самовоспламеняющегося топлива может на некоторое время привести смешение и горение несамовоспламеняющихся компонентов в режим, схожий с самовоспламенением при смешении, изменение расходов топлива или изменение массового соотношения компонентов нарушает такой режим горения. Возникающий обычный режим горения несамовоспламеняющихся компонентов приводит, как правило, к уменьшению полноты сгорания и возникновению опасных для конструкции камеры высокочастотных колебаний давления.
Известно устройство камеры ракетного двигателя посадочного лунного модуля, содержащее магистрали подвода обоих компонентов в смесительную головку, в которой имеется щелевой канал, через который один из компонентов топлива истекает в камеру, и прямоугольные отверстия, через которые второй компонент вытекает в камеру поперек потока первого компонента (см. "Неустойчивость горения в ЖРД" /Под. ред. Д.Т. Харрье и Ф.Г. Рирдона, М., Мир, 1975, рис.7.50, стр.507).
Недостатком такого устройства камеры является то, что смешение компонентов топлива в ее головке, происходящее в виде соударения потоков окислителя и горючего, не для всех видов топлив приводит к получению необходимого удельного импульса. Кроме того, устойчивость процесса горения в камере с такой смесительной головкой оказывается нестабильной.
Известно устройство камеры двигателя РД - 253, принятое за прототип (см. "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей" /Под. ред. Г. Г. Гахуна, М., Машиностроение, 1989, стр.136, рис.7.14). Эта камера содержит смесительную головку и диффузор с подводящим трубопроводом газообразного компонента, магистраль подвода жидкого компонента. Смесительная головка содержит двухкомпонентные струйные форсунки, в которых струи жидкого горючего, НДМГ впрыскиваются в сносящий поток окислительного газа - газифицированной четырехокиси азота.
Недостатком такого устройства камеры является то, что оно обеспечивает приемлемую полноту сгорания и устойчивость процесса горения только для самовоспламеняющихся компонентов топлива. При применении камеры с такой смесительной головкой для работы на несамовоспламеняющемся топливе, например кислороде и керосине, особенно при температуре газообразного компонента, близкой к температуре окружающей среды, полнота сгорания значительно уменьшается, а процесс горения становится неустойчивым по отношению к высокочастотным колебаниям давления.
Опыт отработки газожидкостных камер ракетных двигателей, работающих по схеме с дожиганием генераторного газа, показал, что наиболее эффективным смесеобразованием является разрушение струи жидкого или газообразного компонента набегающим потоком газообразного компонента. Исследования показали, что при таком виде распыливания и смешения уже на небольшом расстоянии от устьевого отверстия струи (10-15 диаметров отверстия) образуется качественная топливная смесь (см. Рудяк М.Е. "Особенности разрушения струй маловязкой жидкости в дозвуковом сносящем потоке газа", Инженерно-физический журнал (ИФЖ), том 60, 1, 1991, стр.24-32).
Именно камеры со смесительными головками, использующие этот вид смешения компонентов, имеют наилучшую полноту сгорания. Это камеры с двухкомпонентными струйными форсунками или со щелевой смесительной головкой, имеющие струи в сносящем потоке.
Вместе с тем при разработке газожидкостных камер было получено, что высокая полнота сгорания при устойчивом по отношению к высокочастотным колебаниям давления процессе горения достигается только тогда, когда смешение компонентов сопровождается их самовоспламенением. Т.е. когда компоненты топлива самовоспламеняющиеся или температура, по крайней мере, одного из компонентов, обычно газообразного, равна или превышает температуру самовоспламенения для данного топлива.
В противоположность этому, если смешение струй со сносящим потоком происходит без самовоспламенения, т.е. при температуре газообразного компонента существенно ниже температуры самовоспламенения (обычно при температуре окружающей среды), полнота сгорания существенно более чем на 10% уменьшается, а процесс горения в камерах с давлением более 50 кгс/см2 становится неустойчивым - возникают опасные для стойкости камеры высокочастотные колебания давления.
Задачей настоящего изобретения является обеспечение надежного воспламенения компонентов в камере, имеющей смесительную головку со струями в сносящем потоке, работающей на несамовоспламеняющемся топливе при низкой, близкой к температуре окружающей среды температуре газообразного компонента, достижения при этом устойчивого по отношению к высокочастотным колебаниям давления процесса горения в камере и практически полного сгорания компонентов топлива на установившемся режиме работы.
Задача выполняется применением нового способа запуска камеры ракетного двигателя и устройством камеры, обеспечивающим этот способ.
Способ запуска камеры ракетного двигателя со смесительной головкой со струями в сносящем потоке, включающий подачу компонентов топлива в смесительную головку и воспламенение топливной смеси, при этом, по крайней мере, один из компонентов топлива газообразный, в котором в смесительную головку подают номинальный расход газообразного компонента, который нагревают факелом от сгорания тех же компонентов, смешивающихся в массовом соотношении компонентов, находящемся между концентрационными пределами воспламенения и горения для данных компонентов, а после достижения температуры смеси на входе в смесительную головку равной или большей температуре самовоспламенения этих компонентов подают в смесительную головку номинальным расходом второй компонент.
Устройство для осуществления запуска, содержащее камеру ракетного двигателя со смесительной головкой со струями в сносящем потоке, расположенный над смесительной головкой входной диффузор с подводящим трубопроводом газообразного компонента, магистраль подвода второго компонента в смесительную головку, в которое введен подогреватель с устройством воспламенения, установленный во входном диффузоре и соединенный трубопроводами, снабженными дозирующими устройствами, с основными магистралями подвода компонентов топлива, при этом расстояние от выходного сечения подогревателя до входных отверстий смесительной головки превышает длину факела горения компонентов топлива в подогревателе.
Технический результат нового способа запуска камеры ракетного двигателя со смесительной головкой со струями в сносящем потоке состоит в увеличении полноты сгорания (увеличении коэффициента камеры-ϕк) - увеличения удельного импульса-I и достижения при этом устойчивого процесса горения при работе камеры на несамовоспламеняющемся топливе, при температуре газообразного компонента, близкой к температуре окружающей среды, а также уменьшения вибрационной нагрузки на конструкцию камеры.
Технический результат достигается введением нового способа запуска, основной отличительной чертой которого является нагрев газообразного компонента на входе в смесительную головку со струями в сносящем потоке до или более температуры самовоспламенения применяемых компонентов топлива.
При смещении компонентов топлива в режиме самовоспламенения каждая струя жидкого компонента у своего корня - устьевого отверстия окружена якорным пламенем и является стабилизатором горения. Расположение зон горения у устья интенсивно разрушающейся струи приводит к ее эффективному сгоранию на небольшой длине (не более 50 мм). Стабилизация пламени у корня каждой струи приводит к стабильно устойчивому процессу горения при сравнительно низком уровне шумов (вибраций) по сравнению с другими камерами, что приводит к снижению вибрационной нагрузки на конструкцию камеры.
Последнее утверждение основывается на экспериментальных фактах, полученных при отработке промышленных камер ракетных двигателей. Уменьшенный уровень шума и снижение вибрационной нагрузки объясняется тем, что в камере в этом случае имеется множество зон горения, столько, сколько устьевых отверстий, а не одна или несколько зон горения, как это наблюдается при других видах смесеобразования, например при центробежно-центробежных двухкомпонентных форсунках,
При значительном уменьшении температуры газообразного компонента, т.е. при смешении компонентов без самовоспламенения стабилизации пламени у корня струи не происходит, поэтому горение смешивающихся компонентов существенно менее эффективно, и при форсировании процесса горения - увеличении давления в камере - возникают разрушительные высокочастотные колебания давления.
Для получения устойчивого процесса горения и высокой полноты сгорания смешивающихся несамовоспламеняющихся компонентов топлива предлагается нагревать газообразный компонент на входе в смесительную головку до температуры Тго, равной или большей температуры самовоспламенения Тсв этой топливной пары компонентов, т.е. Тго≥Тсв. Для этого в потоке газообразного компонента с расходом mго - обычно это окислитель нужно сжигать небольшой расход другого компонента- горючего mжг. Этот расход может быть определен из зависимости Тго=f(Кm) и соотношения mжг=mгоm, где Кm - массовое соотношение компонентов.
Зависимость Тго=f(Кm) может быть определена путем проведения термодинамического расчета горения данного топлива при нескольких значениях Кm, находящихся в интервале, содержащем значение Кm, при котором Тгосв. Например, для топливной пары керосин + кислород за этот интервал принимаются значения Кm=45-55. Расчет горения может проводиться на компьютере с применением программного комплекса Астра-4, автор Трусов Б.Г., МГТУ им. Баумана, 1991.
Для получения при сжигании mжг в потоке номинального расхода газообразного компонента температуры Тго, близкой к расчетной, его необходимо смешать, воспламенить и эффективно сжечь с некоторым количеством газообразного компонента. Для этого в поток газообразного компонента вводится подогреватель.
Подогреватель содержит устройство для воспламенения любого типа, например электрическую свечу. По подводящим трубопроводам в него подаются необходимый для подогрева расход mжг и некоторый расход газообразного компонента mгоп, с которым mжг эффективно смешивается и воспламеняется на запуске, а факелом от их сгорания основной расход газообразного компонента - mог на входе в смесительную головку нагревается до Тго≥Тсв.
Величина расхода mгоп, подаваемая в подогреватель, может изменяться в широких пределах. Ее можно выбирать из условия надежности функционирования подогревателя с точки зрения уменьшения тепловой нагрузки на него. При этом естественно организовывать горение в подогревателе необходимо при Кm>>Кст или Кm<<К>ст, где Кст - стехиометрическое соотношение компонентов топлива. При этом безусловно необходимо соблюдать условие того, что выбранное значение Кm должно находиться внутри концентрационных пределов надежного воспламенения и горения для данной топливной пары компонентов топлива.
Подогреватель размещается во входном диффузоре смесительной головки, при этом расстояние от его выхода до входных отверстий смесительной головки с целью предотвращения прогара элементов конструкции смесительной головки больше длины факела горения компонентов топлива в подогревателе. Определение длины факела может быть определено расчетом с использованием литературных данных, либо найдено экспериментально, например, при измерении поля температур в потоке перед входом в смесительную головку.
Суть изобретения поясняется:
фиг. 1, на которой изображено устройство камеры, обеспечивающее реализацию способа запуска; фиг.2, на которой изображено сечение форсунки с отверстиями для подачи струй в сносящий поток.
Устройство камеры ракетного двигателя для осуществления предложенного способа запуска включает в себя основную камеру (1) со смесительной головкой (2), имеющей в качестве элементов смесеобразования двухкомпонентные струйные форсунки (3), каждая из которых содержит 6 отверстий (4) на боковой поверхности (5) для истечения струй в сносящий поток газового канала форсунки (6). Перед смесительной головкой (2) установлен входной диффузор (7) с входным трубопроводом (8). Во входном диффузоре (7) устанавливается подогреватель (9), имеющий подводящие магистрали газообразного компонента (10) и другого компонента (11), в которых имеются дозирующие элементы (12) и (13). Подводящие магистрали (10) (11) соединяются с основными подводящими трубопроводами газообразного и другого компонента. Кроме того, подогреватель (9) имеет входное отверстие со штуцером (14) для присоединения либо электрической свечи, либо другого воспламеняющего устройства (на фиг.1 не показаны). Второй компонент топлива подается в камеру (1) через подводящий трубопровод (15).
Способ запуска камеры ракетного двигателя реализуется в следующей последовательности действий.
На запуске подают основной расход газообразного компонента через входной трубопровод (8), входной диффузор (7) и газовые каналы форсунок (6) в камеру (1).
Часть расхода газообразного компонента через трубопровод (10) с дозирующим устройством (13) поступает в подогреватель (9).
После этого на подводящей магистрале второго компонента (11) в подогреватель (9) открывается клапан (на фиг.1 не показан) и в подогревателе образуется топливная смесь.
Одновременно с этим приводится в действие воспламеняющее устройство, установленное на штуцере (14), например включается электрическая свеча.
В подогревателе (9) воспламеняются компоненты топлива, во входном диффузоре (7) распространяется факел их горения.
Основной расход газообразного компонента, втекающий во входной диффузор (7) через подводящий трубопровод (8), смешивается с продуктами сгорания факела подогревателя (9), в результате чего перед входными отверстиями форсунок (16) смесительной головки (2) температура газообразного компонента увеличивается до или более температуры самовоспламенения компонентов применяемого топлива, и через форсунки протекает газообразный компонент с Тго ≥ Тсв. Регистрация этого момента может осуществляться, например, по показанию специально установленной термопары.
После этого в камеру (1) поступает основной расход второго компонента, перед камерой на подводящем трубопроводе (15) открывается клапан (на фиг.1 не показан). В форсунки смесительной головки (2) поступает второй компонент топлива в виде струй в сносящем потоке первого газообразного компонента.
Компоненты топлива воспламеняются, поскольку сносящий поток газа имеет температуру равную или больше температуры самовоспламенения, в камере (1) интенсивно возрастает давление.
Струи компонента, распространяющиеся в сносящем потоке другого нагретого компонента, интенсивно разрушаются и горят с образованием у корня каждой струи якорного пламени, от которого отходят два шлейфа пламени. Тепловое воздействие этого пламени на разрушаемые струи приводит к эффективному, практически полному сгоранию смешивающихся потоков компонентов топлива. При этом процесс горения надежно устойчив, а уровень вибраций сниженный, чему благоприятствует стабилизация пламени у корня каждой струи в сносящем потоке.
Таким образом, предложенный способ запуска камеры ракетного двигателя со смесительной головкой, имеющей струи в сносящем потоке, с нагревом газообразного компонента перед входом в смесительную головку до Тго≥Тсв и устройство камеры, реализующее этот способ запуска, позволили решить поставленную задачу - увеличение полноты сгорания и организация устойчивого по отношению к высокочастотным колебаниям давления горения топлива при низком уровне вибрационных нагрузок при работе камеры на несамовоспламеняющихся компонентах топлива при низкой температуре газообразного компонента, равной температуре окружающей среды.
Формула изобретения: 1. Способ запуска камеры ракетного двигателя, содержащего камеру со смесительной головкой со струями в сносящем потоке, включающий подачу компонентов топлива в смесительную головку и воспламенение топливной смеси, при этом по крайней мере один из компонентов топлива газообразный, отличающийся тем, что номинальный расход газообразного компонента на входе в смесительную головку нагревают факелом от сгорания тех же компонентов, смешивающихся в массовом соотношении компонентов, находящемся между концентрационными пределами воспламенения и горения для данных компонентов, а после достижения температуры смеси на входе в смесительную головку равной или большей температуры самовоспламенения этих компонентов подают в смесительную головку номинальным расходом второй компонент.
2. Устройство для осуществления запуска камеры ракетного двигателя со смесительной головкой со струями в сносящем потоке, содержащее расположенный над смесительной головкой входной диффузор с подводящим трубопроводом газообразного компонента, магистраль подвода второго компонента в смесительную головку, отличающееся тем, что в него введен подогреватель с устройством воспламенения, установленный во входном диффузоре и соединенный трубопроводами, снабженными дозирующими устройствами, с основными магистралями подвода компонентов топлива, при этом расстояние от выходного сечения подогревателя до входных отверстий смесительной головки превышает длину факела горения компонентов топлива в подогревателе.