Инжектор Pintle

Топливо красный, окислитель синий

Цапфы инжектор представляет собой тип метательного инжектора для двухкомпонентного ракетного двигателя . Как и любой другой инжектор, его цель состоит в том, чтобы обеспечить соответствующую скорость потока и перемешивание топлив, поскольку они принудительно впрыскиваются под высоким давлением в камеру сгорания , так что может происходить эффективный и контролируемый процесс сгорания. ^[1]

Ракетный двигатель на основе иглы может иметь больший диапазон дросселирования, чем двигатель на основе обычных форсунок, и очень редко будет иметь акустическую нестабильность горения, потому что форсунка с иглой имеет тенденцию создавать самостабилизирующуюся структуру потока. ^{[2] [3]} Таким образом, цапфовые двигатели особенно подходят для приложений, требующих глубокого, быстрого и безопасного дросселирования, например для посадочных мест . ^[4]

Полушарнирные инжекторы начались еще лабораторные экспериментальными аппаратами, используемых Caltech «s Лаборатории реактивного движения в середине 1950-х года, для изучения смешивания и реакция горения времен самовоспламеняющихся жидкого топлива. Инжектор иглы был использован на практике и разработан Space Technology Laboratories (STL), затем подразделением Ramo-Wooldridge Corp., позже TRW , начиная с 1960 года ^[2].

Были построены двигатели на основе стержней с тягой от нескольких ньютонов до нескольких миллионов, и конструкция стержня была испытана со всеми распространенными и многими экзотическими комбинациями топлива, включая гелеобразное топливо. ^[2] Pintle на базе двигателей были впервые использованы на пилотируемых космических кораблях во время программы Apollo в Excursion Module Lunar «s Descent Propulsion System , ^{[4] [2] [5]} , однако, он не был до октября 1972 года о том , что проект был обнародовано. ^{[2] [3]} и патент США 3 699 772 были выданы изобретателю игольчатого инжектора Джерарду У. Элверуму младшему.^[6] инжекторы цапфы в настоящее время используются в SpaceX «ы Merlin семейства двигателей. ^{[5] [7]}

Описание [ править ]

Принцип работы [ править ]

Штыревой инжектор - это разновидность коаксиального инжектора. Он состоит из двух концентрических трубок и центрального выступа. Пропеллент A (обычно окислитель, обозначенный синим цветом на изображении) протекает через внешнюю трубку, выходя цилиндрическим потоком, в то время как топливо B (обычно топливо, обозначенное красным на изображении) течет внутри внутренней трубки и падает на центральный выступ в форме штыря (по форме похожий на тарельчатый клапан, как в четырехтактных двигателях ), распыляющийся в виде широкого конуса или плоского листа, который пересекает цилиндрический поток топлива A. ^{[2] [3]}

В типичной конструкции двигателя на основе стержня используется только один центральный инжектор, в отличие от пластин инжектора типа «душевая лейка», в которых используется несколько параллельных отверстий инжектора. ^[2]

Возможность дросселирования может быть достигнута либо путем размещения клапанов перед форсункой, либо путем перемещения внутреннего стержня или внешней втулки. ^[2]

Многие люди испытали опрыскиватели с дроссельной заслонкой в ​​виде стандартных опрыскивателей на концах садовых шлангов. ^[5]

Варианты [ править ]

В поршневых двигателях, не требующих дросселирования, игла фиксируется на месте, а топливные клапаны для запуска и останова размещаются в другом месте. ^[2]

Подвижный стержень обеспечивает возможность дросселирования, и, если подвижной частью является втулка, сама игла может действовать как клапан подачи топлива. Это называется штифтом отключения лица. Быстродвижущаяся втулка позволяет двигателю работать в импульсном режиме, и это обычно делается в подруливающих устройствах RCS на основе штырей и подруливающих устройствах для отвода ракет. ^[2]

В варианте стержня для торцевого отключения сам стержень гидравлически приводится в действие топливом через пилотный клапан, и никаких дополнительных клапанов между двигателем и баками не требуется. Это называется иглой FSO (Face Shutoff Only). ^[2]

В некоторых вариантах стержень имеет канавки или отверстия, прорезанные в нем для создания радиальных струй в потоке топлива B, это позволяет дополнительному несгоревшему топливу сталкиваться со стенками камеры сгорания и обеспечивать охлаждение топливной пленки. ^{[2] [8]} Изображенная здесь игла принадлежит именно этому типу.

Преимущества и недостатки [ править ]

Преимущества [ править ]

По сравнению с некоторыми конструкциями форсунок, игольчатые форсунки допускают большее дросселирование расхода 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, не обязательно требуя акустических полостей или перегородок. ^{[2] [3]}

Конструкция игольчатого инжектора может обеспечить высокий КПД сгорания (обычно 96–99%). ^{[2] [3]}

Если для внутреннего потока выбрано топливо (что имеет место в большинстве двигателей с цапфой), инжектор можно настроить так, чтобы любое излишнее топливо, которое не вступает в реакцию немедленно при прохождении через поток окислителя, попадало на стенки камеры сгорания. и охлаждает их за счет испарения, обеспечивая, таким образом, охлаждение топливной пленки стенок камеры сгорания без увеличения массы специальной подсистемы охлаждающей жидкости. ^{[2] [8]}

Хотя игольчатые форсунки были разработаны для применения в ракетных двигателях, из-за их относительной простоты их можно легко адаптировать для промышленных процессов обработки жидкостей, требующих высокой скорости потока и тщательного перемешивания. ^[9]

Характеристики данного инжектора можно легко оптимизировать, изменяя геометрию кольцевого зазора внешнего пороха и центральных прорезей для пороха (и / или непрерывного зазора, если он используется). Поскольку для этого нужно изготовить только две новые детали, пробные варианты обычно дешевле и требуют меньше времени, чем с обычными форсунками. ^{[2] [3]}

Недостатки [ править ]

Поскольку горение имеет тенденцию происходить на поверхности усеченного конуса , пиковые тепловые напряжения локализуются на стенке камеры сгорания, а не более равномерно распределенное горение по сечению камеры и более равномерный нагрев. Это необходимо учитывать при проектировании системы охлаждения, иначе это может привести к прожогу. ^{[5] [8] [10]}

Известно, что инжектор иглы вызывал проблемы с эрозией горла в ранних двигателях Merlin с абляционным охлаждением из-за неравномерного перемешивания, вызывающего горячие полосы в потоке, однако, по состоянию на 2019 год неясно, относится ли эта проблема ко всем поршням. двигателей, или это была проблема конструкции Мерлина. ^{[8] [11]}

Штыревые форсунки очень хорошо работают с жидким топливом и могут работать с гелеобразным топливом, но для применений газ-жидкость или газ-газ обычные форсунки остаются превосходными по характеристикам. ^[10]

Форсунка с игольчатой ​​головкой желательна для двигателей, которые приходится многократно дросселировать или перезапускать, но она не обеспечивает оптимальной эффективности смешивания топлива и окислителя при любой заданной скорости дросселирования. ^[10]

История [ править ]

1950-е [ править ]

В 1957 году Джерард У. Элверум-младший был нанят в Лабораторию реактивного движения и работал под руководством Арта Гранта, чтобы охарактеризовать скорость реакции нового ракетного топлива с помощью устройства, состоящего из двух концентрических трубок, через которые топливо подавалось в известный расход и набор термопардля измерения скорости их реакции. Устройство столкнулось с проблемами, потому что, поскольку порохы текли параллельно друг другу, не происходило сильного перемешивания. Затем Элверум поместил наконечник на конец самой внутренней трубки, прикрепленный к внутренней опоре, которая заставляла внутреннее топливо вытекать наружу и смешиваться с внешним ракетным топливом. Это устройство отлично работало с топливом с низкой энергией, но когда начали испытываться комбинации с высокой энергией, оно оказалось непрактичным из-за почти мгновенного времени реакции в точке смешивания. Чтобы устройство не разорвалось на части во время испытаний с высокой энергией, внешняя трубка была убрана, и тогда она превратилась в примитивный игольчатый инжектор. ^[2]

Питер Стаудхаммер под руководством менеджера программы Элверума поручил техническому специалисту вырезать несколько прорезей на конце доступной внутренней трубы, и последующие испытания этой новой конфигурации показали существенное улучшение эффективности перемешивания. ^{[2] [3]}

1960-е [ править ]

К 1960 году Элверум, Грант и Штаудхаммер перешли в недавно созданную Space Technology Laboratories, Inc. (позже TRW, Inc. ), чтобы продолжить разработку монотопливных и двухкомпонентных ракетных двигателей. К 1961 году игольчатый инжектор был разработан для использования в ракетных двигателях, а впоследствии конструкция игольчатого инжектора была доработана и разработана рядом сотрудников TRW, добавив такие функции, как дросселирование, возможность быстрой пульсации и торцевое отключение. ^[2]

Дросселирование было испытано на MIRA 500 1961 года при нагрузке от 25 до 500 фунтов силы (от 111 до 2224 Н ) и его преемнике 1962 года, MIRA 5000 , на давлении от 250 до 5000 фунтов силы (от 1112 до 22 241 Н). ^[2]

В 1963 годе TRW представила MIRA 150A в качестве резервного для Thiokol TD-339 нониуса подруливающего для использования в зондах Surveyor , и приступили к разработке Apollo Lunar Excursion Module «s Descent Propulsion System . Примерно в это время на Sea Dragon из- за простоты и меньшей стоимости рассматривался инжектор с иглой иглы . ^[2]

Параллельно с этими проектами TRW продолжала разработку других поршневых двигателей, включая к 1966 году серию URSA ( Универсальная ракета для космического применения ). Это были двухкомпонентные двигатели с фиксированной силой тяги 25, 100 или 200 фунтов силы (111, 445 или 890 Н) с вариантами камер сгорания с абляционным или радиационным охлаждением. Эти двигатели могли работать в импульсном режиме с частотой 35 Гц с длительностью импульса всего 0,02 секунды, но также имели расчетный срок службы зажигания в установившемся режиме, превышающий 10 000 секунд (с камерами с радиационным охлаждением). ^[2]

В 1967 году двигательная установка Apollo Descent была допущена к полетам. ^[2]

С 1968 по 1970 год был испытан двигатель мощностью 250 000 фунтов силы (1112 055 Н). ^[2]

1970-е [ править ]

В 1972 году производство спусковой двигательной установки Apollo было прекращено, но, начиная с 1974 года и продолжаясь до 1988 года, TR-201 , упрощенная и недорогая ее производная, с абляционным охлаждением и фиксированной тягой, использовалась на второй ступени Delta. 2914 и 3914 ракет-носителей. ^[2]

В октябре 1972 года конструкция игольчатого инжектора была запатентована и обнародована. ^[2]

1980-е [ править ]

В начале 80-х годов прошлого века к форсунке штифта был применен ряд усовершенствований, что позволило получить исключительно быстрые и повторяемые импульсы по команде и возможность линейного дросселирования. Обеспечивая отключение пороха в точке его впрыска в камеру сгорания, игольчатый инжектор обеспечивал превосходный импульсный отклик, устраняя эффекты "вытекания объема" форсунки. ^[2]

Начиная с 1981 года, для армейской ракетной программы SENTRY был разработан очень компактный двигатель N 2 O 4 / MMH мощностью 8 200 фунтов силы, использующий эту особенность в качестве подруливающего устройства по тангажу и рысканью . Этот двигатель мог дросселировать в диапазоне тяги 19: 1 и выдавать повторяемые импульсы включения длительностью всего 8 миллисекунд на любом уровне тяги. ^[2]

Дальнейшая доработка форсунки перекрытия забоя была использована в подсистеме перехватчика экзоатмосферных ракет-перехватчиков (ERIS) командования стратегической обороны сухопутных войск . В его двигателях с боковым отводом 900 фунт-сил запорный элемент форсунки обеспечивал единственное управление потоком топлива. Большой двухтопливный клапан, обычно требуемый в таких двигателях, был заменен маленьким пилотным клапаном, который использовал топливо высокого давления ( MMH ) для гидравлического приведения в действие подвижной форсунки. Эта функция, получившая название FSO (Face Shutoff Only), значительно улучшила общий отклик подруливающего устройства и значительно уменьшила размер и массу двигателя. ^[2]

Еще одна проблема проектирования середины 1980-х - начала 1990-х годов заключалась в миниатюризации ракетных двигателей. В рамках программы Air Force Brilliant Pebbles компания TRW разработала очень небольшой двигатель N 2 O 4 / гидразин мощностью 5 фунтов силы (22 Н) с использованием игольчатого инжектора. Этот двигатель с радиационным охлаждением весил 0,3 фунта (135 граммов) и был успешно испытан в августе 1993 года, обеспечив более 300 секунд I sp с коэффициентом расширения сопла 150: 1. Диаметр иглы составлял (1,6764 мм), и для проверки размеров радиальных измерительных отверстий ± (0,0762 ± 0,00762 мм) потребовалась сканирующая электронная микроскопия . ^[2]

1990-е [ править ]

Предыдущие технологические инновации позволили впервые за пределами атмосферы кинетически уничтожить имитируемую боеголовку, возвращаемую в атмосферу, у атолла Кваджалейн 28 января 1991 года во время первого полета ERIS . ^[2]

В конце 90-х игольчатые инжекторы FSO использовались с гелеобразным топливом, имеющим нормальную консистенцию, как у гладкого арахисового масла . В гелеобразных порохах обычно используется либо алюминиевый порошок, либо углеродный порошок для увеличения плотности энергии основы жидкого топлива (обычно MMH ), и в них используются добавки для реологического согласования окислителя (обычно на основе IRFNA ) с топливом. Для гелеобразного пороха, который будет использоваться на ракете, обязательно закрытие поверхности, чтобы предотвратить высыхание базовой жидкости во время простоя между импульсами, что в противном случае привело бы к тому, что твердые частицы в гелях забили каналы инжектора. Форсунки иглы FSO использовались в различных программах, McDonnell Douglas Advanced Crew Escape Seat - экспериментальная программа (ACES-X) и ее преемник, программа Gel Escape System Propulsion (GESP). ^[2]

Другим важным изменением конструкции в этот период времени было использование игольчатых форсунок с криогенным жидким водородным топливом. Начиная с 1991 года, TRW объединилась с McDonnell Douglas и Исследовательским центром NASA Lewis (ныне Glenn), чтобы продемонстрировать, что в поршневом двигателе TRW может использоваться прямой впрыск жидкого водорода для упрощения конструкции высокоэффективных бустерных двигателей. Попытки использовать прямой впрыск криогенного водорода в другие типы форсунок до тех пор постоянно приводили к возникновению нестабильности горения. ^[2]

В конце 1991 и начале 1992 года испытательный двигатель LOX / LH2 мощностью 16 000 фунтов силы (71 172 Н) успешно работал с непосредственным впрыском жидкого водорода и жидкого кислородного топлива. Всего было проведено 67 зажиганий, и двигатель продемонстрировал отличные характеристики и полное отсутствие нестабильности горения. Впоследствии этот же испытательный двигатель был адаптирован и успешно протестирован 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 TR-306 использовались на космических аппаратах Anik E-1 / E-2 и Intelsat K. ^[2]

В августе 1999 года двойной режим TR-308 был использован для размещения NASA «s Чандра космического аппарата на его конечную орбиту. ^[2]

Ранние работы по разработке инжектора FSO и гелевого ракетного топлива в конце 1980-х и начале 1990-х годов привели к первым в мире полетам ракет с использованием гелеобразного окислителя и гелеобразного топлива по программе будущей интеграции ракетных технологий (FMTI) армии / AMCOM, первый полет состоялся в марте. 1999 г. и второй полет в мае 2000 г. ^[2]

2000-е [ править ]

В начале 2000-х годов TRW продолжила разработку больших поршневых двигателей LOX / LH2 и провела испытания TR-106 в Космическом центре НАСА им. Джона К. Стенниса . Это был двигатель мощностью 650 000 фунтов-силы (2 892 000 Н), увеличенный на 16: 1 по сравнению с самым большим предыдущим поршневым двигателем LOX / LH2 и примерно 3: 1 по сравнению с самым большим из ранее испытанных поршневых двигателей. Диаметр стержня этого инжектора составлял 22 дюйма (56 см), что на сегодняшний день является самым большим из построенных на сегодняшний день. ^[5]

В 2002 году был разработан более крупный ТР-107 . ^[12]

Том Мюллер , который работал над TR-106 и TR-107, был нанят SpaceX и начал разработку двигателей Merlin и Kestrel. ^{[13] [14]}

2010-е годы по настоящее время [ править ]

Двигатель Merlin был единственным действующим двигателем с цилиндрической форсункой, который использовался для всех полетов SpaceX Falcon 9 и Falcon Heavy. Его версии остаются в употреблении. ^[7]

Известно, что в двигателях используются форсунки со штифтом [ править ]

Ссылки [ править ]

 В эту статью включены материалы, являющиеся  общественным достоянием, с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .