Игольчатый инжектор
— Игольчатый инжектор это тип топливной форсунки для двухкомпонентного ракетного двигателя . Как и любой другой инжектор, его цель состоит в том, чтобы обеспечить соответствующую скорость потока и перемешивание топлив, когда они принудительно впрыскиваются под высоким давлением в камеру сгорания , чтобы мог произойти эффективный и контролируемый процесс сгорания. [ 1 ]
Ракетный двигатель с иглой может иметь больший диапазон дросселирования, чем двигатель с обычными форсунками, и очень редко будет иметь акустическую нестабильность сгорания, поскольку игольчатый инжектор имеет тенденцию создавать самостабилизирующуюся структуру потока. [ 2 ] [ 3 ] Таким образом, двигатели с иглой особенно подходят для применений, требующих глубокого, быстрого и безопасного дросселирования, таких как посадочные аппараты . [ 4 ]
Форсунки Pintle возникли как первые лабораторные экспериментальные аппараты, которые использовались технологического института Калифорнийского Лабораторией реактивного движения в середине 1950-х годов для изучения времени реакции смешивания и горения гиперголических жидких топлив. Игольчатый инжектор был применен на практике и разработан Лабораторией космических технологий (STL), тогдашним подразделением Ramo-Wooldridge Corp., позже TRW , начиная с 1960 года. [ 2 ]
Были построены двигатели на основе иглы с тягой от нескольких ньютонов до нескольких миллионов, а конструкция иглы была испытана со всеми распространенными и многими экзотическими комбинациями топлива, включая гелеобразное топливо. [ 2 ] Двигатели на основе цапфы были впервые использованы на пилотируемом космическом корабле во время программы «Аполлон» в лунного экскурсионного модуля двигательной системе спуска . [ 4 ] [ 2 ] [ 5 ] однако только в октябре 1972 года дизайн был обнародован. [ 2 ] [ 3 ] а патент США 3 699 772 был выдан его изобретателю Джерарду В. Элверуму-младшему. [ 6 ]
Описание
[ редактировать ]Принцип работы
[ редактировать ]
Игольчатый инжектор — это разновидность коаксиального инжектора. Он состоит из двух концентрических трубок и центрального выступа. Горючее А (обычно окислитель, обозначенное синим цветом на изображении) течет через внешнюю трубку, выходя в виде цилиндрической струи, в то время как топливо Б (обычно топливо, обозначенное красным на изображении) течет внутри внутренней трубки и сталкивается с центральный выступ в форме стержня (похожий по форме на тарельчатый клапан , подобный тем, что есть в четырехтактных двигателях ), распыляющий широкий конус или плоский лист, который пересекает цилиндрический поток топливо А. [ 2 ] [ 3 ]
В типичной конструкции двигателя с иглой используется только одна центральная форсунка, в отличие от пластин форсунок с «душевой насадкой», в которых используется несколько параллельных форсунок. [ 2 ]
Дроссельную возможность можно получить либо путем установки клапанов перед форсункой, либо путем перемещения внутреннего штифта или внешней втулки. [ 2 ]
Многие люди сталкивались с дроссельными игольчатыми опрыскивателями в виде стандартных опрыскивателей на концах садового шланга. [ 5 ]
Варианты
[ редактировать ]В игольчатых двигателях, не требующих дросселирования, иглу фиксируют на месте, а топливные клапаны для запуска и останова размещают в другом месте. [ 2 ]
Подвижный штифт обеспечивает возможность дросселирования, а если движущейся частью является гильза, то сам штифт может действовать как топливный клапан. Это называется иглой отключения лица. Быстроподвижная втулка позволяет двигателю работать в импульсном режиме, и это обычно делается в цапфовых двигателях RCS и двигателях отклонения ракет. [ 2 ]
В варианте цапфы Face Shutoff сам цапфа приводится в действие топливом гидравлически через пилотный клапан, и между двигателем и баками не требуются дополнительные клапаны. Это называется штифтом FSO (только с отключением лицевой стороны). [ 2 ]
В некоторых вариантах в цапфе прорезаны канавки или отверстия для образования радиальных струй в потоке топлива B, это позволяет дополнительному несгоревшему топливу попадать на стенки камеры сгорания и обеспечивает охлаждение топливной пленки. [ 2 ] [ 7 ] Изображенная здесь игла относится к этому типу.
Преимущества и недостатки
[ редактировать ]Преимущества
[ редактировать ]По сравнению с некоторыми конструкциями форсунок, игольчатые форсунки позволяют лучше регулировать расход двухкомпонентного топлива, хотя дросселирование ракетных двигателей в целом по-прежнему очень сложно. Если используется только один центральный инжектор, массовый поток внутри камеры сгорания будет иметь две основные зоны рециркуляции, которые уменьшают акустическую нестабильность без необходимости использования акустических полостей или перегородок. [ 2 ] [ 3 ]
Конструкция игольчатого инжектора может обеспечить высокую эффективность сгорания (обычно 96–99%). [ 2 ] [ 3 ]
Если топливо выбрано для внутреннего потока (что имеет место в большинстве игольчатых двигателей), форсунку можно настроить так, чтобы любое лишнее топливо, которое не вступает в реакцию немедленно при прохождении через поток окислителя, проецировалось на стенки камеры сгорания. и охлаждает их за счет испарения, обеспечивая тем самым охлаждение топливной пленки на стенках камеры сгорания, не создавая при этом потери массы, свойственной специальной подсистеме охлаждающей жидкости. [ 2 ] [ 7 ]
Хотя игольчатые форсунки были разработаны для применения в ракетных двигателях, благодаря их относительной простоте их можно легко адаптировать для процессов обработки промышленных жидкостей, требующих высокой скорости потока и тщательного перемешивания. [ 8 ]
Производительность конкретной форсунки можно легко оптимизировать, изменяя геометрию внешнего кольцевого зазора пороха и центральных щелей пороха (и/или сплошного зазора, если он используется). Поскольку для этого требуется изготовить всего две новые детали, опробовать варианты обычно дешевле и занимает меньше времени, чем при использовании обычных форсунок. [ 2 ] [ 3 ]
Недостатки
[ редактировать ]Поскольку горение имеет тенденцию происходить на поверхности усеченной пирамиды , пиковые тепловые напряжения локализуются на стенке камеры сгорания, а не происходит более равномерное горение по сечению камеры и более равномерный нагрев. Это необходимо учитывать при проектировании системы охлаждения, иначе это может привести к прогоранию. [ 5 ] [ 7 ] [ 9 ]
Известно, что игольчатый инжектор вызывал проблемы с эрозией горла в первых двигателях Merlin с абляционным охлаждением из-за неравномерного смешивания, вызывающего горячие полосы в потоке, однако по состоянию на 2021 год неясно, является ли эта проблема применимой ко всем игольчатым инжекторам. - на базе двигателей, или это была проблема конструкции Мерлина. [ 7 ] [ 10 ]
Игольчатые форсунки очень хорошо работают с жидким топливом и могут быть адаптированы для работы с загущенным топливом, но для применений газ-жидкость или газ-газ традиционные форсунки по-прежнему превосходят по производительности. [ 9 ]
Игольчатая форсунка желательна для двигателей, которые приходится неоднократно дросселировать или перезапускать, но она не обеспечивает оптимальную эффективность смешивания топлива и окислителя при любой заданной скорости дросселирования. [ 9 ]
История
[ редактировать ]1950-е годы
[ редактировать ]В 1957 году Джерард В. Эльверум-младший работал в Лаборатории реактивного движения и работал под руководством Арта Гранта над характеристикой скорости реакции нового ракетного топлива с помощью устройства, состоящего из двух концентрических трубок, через которые подавалось топливо при известный расход и набор термопар для измерения скорости реакции. В устройстве возникли проблемы, поскольку, поскольку порохи текли параллельно друг другу, сильного смешивания не происходило. Затем Эльверум поместил наконечник на конец самой внутренней трубки, прикрепленный к внутренней опоре, что заставило внутреннее топливо вытекать наружу и смешиваться с внешним топливом. Это устройство отлично работало с низкоэнергетическими порохами, но когда начали тестироваться комбинации с высокой энергией, оно оказалось непрактичным из-за почти мгновенного времени реакции в точке смешивания. Чтобы устройство не разлетелось на части во время испытаний при высоких энергиях, внешняя трубка была втянута, образуя примитивный игольчатый инжектор. [ 2 ]
Питер Штаудхаммер под руководством менеджера программы Эльверума поручил технику вырезать несколько прорезей на конце доступной внутренней трубки, и последующие испытания этой новой конфигурации показали существенное улучшение эффективности смешивания. [ 2 ] [ 3 ]
1960-е годы
[ редактировать ]К 1960 году Элверум, Грант и Штаудхаммер перешли в недавно созданную компанию Space Technology Laboratories, Inc. (позже TRW, Inc. ), чтобы заняться разработкой однотопливных и двухкомпонентных ракетных двигателей. К 1961 году игольчатый инжектор был разработан в конструкции, пригодной для использования в ракетных двигателях, а впоследствии конструкция игольчатого инжектора была доработана и разработана рядом сотрудников TRW, добавив такие функции, как дросселирование, возможность быстрой подачи импульсов и закрытие торца. [ 2 ]
Дросселирование было испытано на MIRA 500 1961 года при усилии от 25 до 500 фунтов силы (от 111 до 2224 Н ) и на его преемнике 1962 года, MIRA 5000 , при усилии от 250 до 5000 фунтов силы (от 1112 до 22 241 Н). [ 2 ]
В 1963 году компания TRW представила MIRA 150A в качестве резервного Thiokol TD-339 двигателя , который будет использоваться в зондах Surveyor , и начала разработку Apollo лунного экскурсионного модуля для десантируемой двигательной системы . рассматривался игольчатый инжектор из-за простоты и более низкой стоимости Примерно в это же время на Sea Dragon . [ 2 ]
Параллельно с этими проектами TRW продолжала разработку других игольчатых двигателей, в том числе к 1966 году серию URSA ( универсальная ракета для космического применения ). Это были двухкомпонентные двигатели с фиксированной тягой 25, 100 или 200 фунтов силы (111, 445 или 890 Н) с опциями для камер сгорания с абляционным или радиационным охлаждением. Эти двигатели были способны работать в импульсном режиме с частотой 35 Гц и шириной импульса всего 0,02 секунды, но также имели расчетный срок службы в установившемся режиме более 10 000 секунд (с камерами с радиационным охлаждением). [ 2 ]
В 1967 году двигательная установка спуска Аполлона была допущена к полету. [ 2 ]
С 1968 по 1970 год испытывался двигатель мощностью 250 000 фунтов силы (1 112 055 Н). [ 2 ]
1970-е годы
[ редактировать ]В 1972 году производство спускаемой двигательной установки «Аполлон» было прекращено, но начиная с 1974 года и до 1988 года использовался TR-201 , упрощенная и недорогая ее производная, с абляционным охлаждением и фиксированной тягой. на второй ступени « Дельты» Ракеты-носители 2914 и 3914 . [ 2 ]
В октябре 1972 года конструкция игольчатого инжектора была запатентована и обнародована. [ 2 ]
1980-е годы
[ редактировать ]В начале 1980-х годов к игольчатому инжектору был применен ряд усовершенствований, обеспечивающих исключительно быстрые и повторяемые импульсы по команде и возможность линейного дросселирования. Обеспечивая отключение топлива в точке его впрыска в камеру сгорания, игольчатый инжектор обеспечивал превосходную импульсную характеристику, устраняя эффект «капельного объема» форсунки. [ 2 ]
Начиная с 1981 года очень компактный двигатель N 2 O 4 / MMH мощностью 8200 фунтов силы , использующий эту особенность, был разработан в качестве двигателя по тангажу и рысканию для армейской SENTRY ракетной программы . Этот двигатель мог дросселировать в диапазоне тяги 19:1 и выдавать повторяющиеся импульсы включения длительностью всего 8 миллисекунд на любом уровне тяги. [ 2 ]
Дальнейшая усовершенствованная форсунка с лицевым запором использовалась в подсистеме перехватчика экзоатмосферных возвращаемых аппаратов (ERIS) Командования стратегической обороны армии. В двигателях с боковым отклонением мощностью 900 фунтов силы элемент запирания форсунки обеспечивал единственный контроль потока топлива. Большой двухкомпонентный клапан, обычно необходимый в таких двигателях, был заменен небольшим пилотным клапаном, который использовал топливо под высоким давлением ( MMH ) для гидравлического приведения в действие подвижной втулки форсунки. Эта функция, получившая название FSO (только Face Shutoff), значительно улучшила общую реакцию двигателя и значительно уменьшила размер и массу двигателя. [ 2 ]
Еще одной проблемой проектирования середины 1980-х и начала 1990-х годов была задача миниатюризации ракетных двигателей. В рамках программы Air Force Brilliant Pebbles компания TRW разработала очень маленький двигатель мощностью 5 фунтов силы (22 Н) N 2 O 4 / гидразин, использующий игольчатый инжектор. Этот двигатель с радиационным охлаждением весил 0,3 фунта (135 граммов) и был успешно испытан в августе 1993 года, показав более 300 секунд I sp при степени расширения сопла 150:1. Диаметр иглы составлял (1,6764 мм), и сканирующая электронная микроскопия . для проверки размеров радиальных дозирующих отверстий ± (0,0762 мм ± 0,00762 мм) требовалась [ 2 ]
1990-е годы
[ редактировать ]Предыдущие технологические инновации позволили осуществить первое внеатмосферное кинетическое поражение моделируемой боеголовки при входе в атмосферу у атолла Кваджалейн 28 января 1991 года во время первого полета космического корабля ERIS . [ 2 ]
В конце 90-х игольчатые форсунки FSO использовались с гелеобразным топливом, которое имело нормальную консистенцию, подобную гладкому арахисовому маслу . В гелеобразных топливах обычно используется либо алюминиевый, либо углеродный порошок для увеличения энергетической плотности жидкой топливной основы (обычно MMH ), а также добавки для реологического соответствия окислителя (обычно на основе IRFNA ) топливу. Для загущенного топлива, которое будет использоваться в ракете, закрытие торца является обязательным, чтобы предотвратить высыхание базовой жидкости во время перерывов между импульсами, что в противном случае привело бы к закупорке каналов инжектора твердыми частицами внутри гелей. Игольчатые форсунки FSO использовались в различных программах, в том числе в программе McDonnell Douglas Advanced Crew Escape Seat - Experimental (ACES-X) и ее преемнике, программе Gel Escape System Propulsion (GESP). [ 2 ]
Еще одной важной модификацией конструкции в этот период стало использование игольчатых форсунок с криогенным жидким водородным топливом. Начиная с 1991 года, TRW объединилась с исследовательским центром McDonnell Douglas и НАСА имени Льюиса (ныне Гленн), чтобы продемонстрировать, что игольчатый двигатель TRW может использовать прямой впрыск жидкого водорода для упрощения конструкции высокопроизводительных ускорительных двигателей. Попытки использовать прямой впрыск криогенного водорода в форсунки других типов до сих пор неизменно приводили к возникновению нестабильности горения. [ 2 ]
В конце 1991 - начале 1992 года испытательный двигатель LOX / LH2 мощностью 16 000 фунтов силы (71 172 Н) успешно работал с прямым впрыском жидкого водорода и жидкого кислорода . Всего было проведено 67 запусков, двигатель продемонстрировал отличные характеристики и полное отсутствие нестабильностей сгорания. Впоследствии этот же испытательный двигатель был адаптирован и успешно испытан с LOX / LH2 при 40 000 фунтов силы (177 929 Н) и с LOX / RP-1 при 13 000 и 40 000 фунтов силы. (57 827 и 177 929 с.ш.). [ 2 ]
В то же время жидкостные апогейные двигатели ТР-306 использовались на космических кораблях «Аник Е-1/Е-2» и «Интелсат К» . [ 2 ]
В августе 1999 года двухрежимный TR-308 использовался для вывода космического корабля НАСА « Чандра» на его последнюю орбиту. [ 2 ]
(FMTI) армии / AMCOM Первые работы по разработке инжекторов FSO и гелевого топлива в конце 1980-х и начале 1990-х годов привели к первым в мире полетам ракет с использованием гелеобразного окислителя и гелеобразного топливного топлива в рамках программы будущей интеграции ракетных технологий , первый полет состоялся в марте. 1999 г. и второй полет в мае 2000 г. [ 2 ]
2000-е
[ редактировать ]В начале 2000-х годов компания TRW продолжила разработку больших игольчатых двигателей LOX / LH2 и провела испытания TR-106 НАСА в Космическом центре имени Джона К. Стенниса . Это был двигатель мощностью 650 000 фунтов силы (2 892 000 Н), увеличенный в соотношении 16:1 по сравнению с самым большим предыдущим игольчатым двигателем LOX / LH2 и примерно в 3:1 по сравнению с самым большим предыдущим игольчатым двигателем, когда-либо испытанным. Диаметр иглы этого инжектора составлял 22 дюйма (56 см), что является самым большим из построенных на сегодняшний день. [ 5 ]
В 2002 году был разработан более крупный TR-107 . [ 11 ]
Том Мюллер , работавший над TR-106 и TR-107, был нанят SpaceX и начал разработку двигателей Merlin и Kestrel. [ 12 ] [ 13 ]
2010-е годы
[ редактировать ]Двигатель Merlin был единственным действовавшим двигателем с игольчатым инжектором, который использовался во всех полетах SpaceX Falcon 9 и Falcon Heavy. [ 14 ]
2020-е годы
[ редактировать ]В начале 2020-х годов двигатель Merlin продолжал использоваться на Falcon 9 и Falcon Heavy. Игольчатая форсунка также использовалась на двигателе Reaver 1 компании Firefly Aerospace . [ 15 ]
Известно, что в двигателях используются игольчатые форсунки.
[ редактировать ] |
Ссылки
[ редактировать ]
Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .
- ^ Кшицкий, Лерой Дж. (1967). Как проектировать, строить и испытывать малые жидкотопливные ракетные двигатели . Соединенные Штаты Америки: ROCKETLAB. стр. 23 .
- ^ Перейти обратно: а б с д и ж г час я дж к л м н тот п д р с т в v В х и С аа аб и объявление но из в ах есть также и аль являюсь а к ап ак с как в В из хорошо топор является тот нет бб до нашей эры др. быть парень бг Дресслер, Гордон А.; Бауэр, Дж. Мартин (2000). Историческое наследие и эксплуатационные характеристики двигателя TRW Pintle (PDF) . 36-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательным установкам, совместные конференции по двигательным установкам. АИАА . дои : 10.2514/6.2000-3871 . АИАА-2000-3871. Архивировано (PDF) из оригинала 10 августа 2017 г. Проверено 14 мая 2017 г.
- ^ Перейти обратно: а б с д и ж г US 3699772 , «Коаксиальный инжектор жидкостного ракетного двигателя».
- ^ Перейти обратно: а б Уильям Р. Хэммок-младший; Элдон К. Карри; Арли Э. Фишер (март 1973 г.). «Отчет об опыте Аполлона — спускаемая двигательная установка» (PDF) . Сервер технических отчетов НАСА . Архивировано (PDF) из оригинала 4 мая 2017 г.
- ^ Перейти обратно: а б с д Фишер, Дэйв. «Ракетные двигатели с игольчатыми инжекторами» . Блог Национального космического общества . Национальное космическое общество. Архивировано из оригинала 12 июля 2012 г. Проверено 15 августа 2013 г.
- ^ США 3205656 , Элверум-младший, Джерард В., «Двухкомпонентный ракетный двигатель с регулируемой тягой», выдан 25 февраля 1963 г.
- ^ Перейти обратно: а б с д «Некоторые комментарии SpaceX | Селенские захолустья» . Проверено 10 марта 2019 г.
- ^ Хейстер, SD (25 февраля 2011 г.). «Глава 28: Игольчатые форсунки». В Ашгризе, Насер (ред.). Справочник по распылению и распылению: теория и применение (изд. 2011 г.). Нью-Йорк: Спрингер. стр. 647–655 . дои : 10.1007/978-1-4419-7264-4_28 . ISBN 978-1-4419-7263-7 .
- ^ Перейти обратно: а б с «Тема: Так почему же ракеты с игольчатыми инжекторами не захватили мир?» .
- ^ Маск, Илон [@elonmusk] (21 февраля 2019 г.). «Инжектор Пинтера имеет тенденцию иметь горячие и холодные полосы. Горячие полосы прожигают колею в горловине, что ускоряет эрозию» ( Твиттер ) . Проверено 8 марта 2019 г. - через Twitter .
- ^ Перейти обратно: а б «Технологии компонентов двигателя TR107» (PDF) . Центр космических полетов НАСА имени Маршалла. Ноябрь 2003 г. Архивировано (PDF) из оригинала 4 марта 2016 г. Проверено 22 мая 2014 г.
- ^ Сидхаус, Эрик (2013). SpaceX: превращаем коммерческие космические полеты в реальность . Книги Спрингера Праксиса. ISBN 9781461455141 .
- ^ Лорд, М.Г. (1 октября 2007 г.). «Человек-ракета» . Лос-Анджелес Маг . Архивировано из оригинала 21 февраля 2014 года . Проверено 18 февраля 2014 г.
- ^ Перейти обратно: а б «Руководство пользователя Falcon 9» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 20 февраля 2019 г. Проверено 25 февраля 2019 г.
- ^ Перейти обратно: а б Совершите экскурсию по заводу и испытательному полигону Firefly Aerospace с их генеральным директором Томом Маркусиком , получено 12 октября 2021 г.
- ^ Мериам, Сайлас; Нильсен, Кристофер; Таннер, Мэтью; Ранкл, Кайл; Джейкоб, Барткевич; Грум, Роберт; Мейер, Скотт Э. (16 августа 2019 г.), «Студенческая разработка ракеты, зондирующей жидкий кислород, жидкий метан, и стартовая инфраструктура» , Форум AIAA Propulsion and Energy 2019 , Форум AIAA Propulsion and Energy, Американский институт аэронавтики и астронавтики, дои : 10.2514/6.2019-3934 , ISBN 978-1-62410-590-6 , получено 28 августа 2019 г.
- ^ «Ракетный двигатель-исполнитель» . АРКА. Архивировано из оригинала 9 октября 2014 г. Проверено 22 сентября 2014 г.
- ^ "ХЕЙЛ" . ОГУ АИАА . Проверено 03 мая 2021 г.
- ^ Бедард, Майкл; Фельдман, Томас; Реттенмайер, Эндрю; Андерсон, Уильям (30 июля 2012 г.). «Студенческий проект/сборка/испытание дроссельной камеры тяги LOX-LCH4» . 48-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательной технике . Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики. дои : 10.2514/6.2012-3883 . ISBN 978-1-60086-935-8 .
- ^ «ГАЛАКТИЧЕСКАЯ ЭНЕРГИЯ» . www.galactic-energy.cn . Проверено 19 марта 2023 г.
- ^ Испытание горячего огня — успех космической программы Yellow Jacket , получено 9 ноября 2022 г.
| Жидкость топливо |
|  | ||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Твердый топливо |
| |||||||||||||||||
| ||||||||||||||||||