Штифтовой инжектор — это тип топливного инжектора для двухкомпонентного ракетного двигателя . Как и любой другой инжектор, его цель — обеспечить соответствующую скорость потока и смешивание топлив, поскольку они принудительно впрыскиваются под высоким давлением в камеру сгорания , чтобы мог произойти эффективный и контролируемый процесс сгорания. [1]
Ракетный двигатель на основе штифта может иметь больший диапазон дросселирования, чем двигатель на основе обычных инжекторов, и будет очень редко демонстрировать акустическую нестабильность сгорания, поскольку инжектор на основе штифта имеет тенденцию создавать самостабилизирующийся режим потока. [2] [3] Поэтому двигатели на основе штифта особенно подходят для применений, требующих глубокого, быстрого и безопасного дросселирования, таких как спускаемые аппараты . [4]
Штифтовые инжекторы появились как ранние лабораторные экспериментальные аппараты, использовавшиеся Лабораторией реактивного движения Калтеха в середине 1950-х годов для изучения времени реакции смешивания и сгорания гиперголических жидких топлив. Штифтовой инжектор был доведен до практики и разработан Лабораторией космических технологий (STL), тогда подразделением Ramo-Wooldridge Corp., позже TRW , начиная с 1960 года. [2]
Были построены двигатели на основе штифта с тягой от нескольких ньютонов до нескольких миллионов, и конструкция штифта была испытана со всеми распространенными и многими экзотическими комбинациями топлива, включая гелеобразное топливо. [2] Двигатели на основе штифта были впервые использованы на пилотируемом космическом корабле во время программы «Аполлон» в системе спускаемого двигателя лунного модуля , [ 4] [2] [5] однако, только в октябре 1972 года конструкция была обнародована. [2] [3] и патент США 3,699,772 был выдан его изобретателю Джерарду В. Элверуму-младшему [6]
Штифтовой инжектор — это тип коаксиального инжектора. Он состоит из двух концентрических трубок и центрального выступа. Топливо A (обычно окислитель, представленный на изображении синим цветом) протекает через внешнюю трубку, выходя в виде цилиндрического потока, в то время как топливо B (обычно топливо, представленное на изображении красным цветом) протекает внутри внутренней трубки и ударяется о центральный штифтовой выступ (похожий по форме на тарельчатый клапан , как те, что используются в четырехтактных двигателях ), распыляясь в широком конусе или плоской пластине, которая пересекает цилиндрический поток топлива A. [2] [3]
В типичной конструкции двигателя с штифтовым расположением клапанов используется только один центральный инжектор, в отличие от инжекторных пластин типа «душевая головка», в которых используется несколько параллельных инжекторных портов. [2]
Дросселируемость может быть достигнута либо путем размещения клапанов перед инжектором, либо путем перемещения внутреннего штифта или внешней втулки, либо обоими способами. [2]
Многие люди сталкивались с дроссельными штифтовыми распылителями в виде стандартных садовых распылителей с наконечником для шланга. [5]
В двигателях со штифтами, не требующих дросселирования, штифт зафиксирован на месте, а топливные клапаны для запуска и остановки размещены в другом месте. [2]
Подвижная цапфа обеспечивает возможность дросселирования, а если подвижной частью является втулка, сама цапфа может действовать как клапан топлива. Это называется лицевой запорной цапфой. Быстродвижущаяся втулка позволяет двигателю работать импульсами, и это обычно делается в двигателях RCS на основе цапфы и ракетных двигателях отклонения. [2]
В варианте штыря Face Shutoff сам штырь гидравлически приводится в действие топливом через пилотный клапан, и не требуется никаких дополнительных клапанов между двигателем и баками. Это называется штырь FSO (Face Shutoff Only). [2]
В некоторых вариантах штифт имеет канавки или отверстия, вырезанные в нем для создания радиальных струй в потоке топлива B, что позволяет излишкам несгоревшего топлива попадать на стенки камеры сгорания и обеспечивать охлаждение топливной пленки. [2] [7] Штифт, изображенный здесь, относится к этому типу.
По сравнению с некоторыми конструкциями инжекторов, штифтовые инжекторы позволяют лучше дросселировать расход двухкомпонентного топлива, хотя дросселирование ракетных двигателей в целом все еще очень сложно. Если используется только один центральный инжектор, поток массы внутри камеры сгорания будет иметь две основные зоны рециркуляции, которые уменьшают акустическую нестабильность без необходимости акустических полостей или перегородок. [2] [3]
Конструкция штифтового инжектора может обеспечить высокую эффективность сгорания (обычно 96–99%). [2] [3]
Если топливо выбрано для внутреннего потока (что имеет место в большинстве двигателей с поршневым механизмом), инжектор можно настроить таким образом, чтобы любое избыточное топливо, которое не вступает в реакцию немедленно при прохождении через поток окислителя, направлялось на стенки камеры сгорания и охлаждало их посредством испарения, тем самым обеспечивая охлаждение топливной пленки на стенках камеры сгорания, не подвергаясь массовым потерям, связанным с выделенной подсистемой охлаждения. [2] [7]
Хотя штифтовые инжекторы были разработаны для применения в ракетных двигателях, благодаря своей относительной простоте их можно легко адаптировать для промышленных процессов обработки жидкостей, требующих высокой скорости потока и тщательного перемешивания. [8]
Производительность данного инжектора можно легко оптимизировать, изменяя геометрию кольцевого зазора внешнего топлива и центральных слотов топлива (и/или непрерывного зазора, если используется). Поскольку для этого требуется изготовить только две новые детали, пробовать варианты обычно дешевле и менее затратно по времени, чем с обычными инжекторами. [2] [3]
Поскольку горение имеет тенденцию происходить на поверхности усеченного конуса , пиковые термические 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] [7] [9]
Известно, что штифтовой инжектор вызывал проблемы с эрозией горловины в ранних двигателях Merlin с абляционным охлаждением из-за неравномерного смешивания, вызывающего горячие полосы в потоке, однако по состоянию на 2021 год неясно, относится ли эта проблема ко всем двигателям с штифтовым инжектором или это была конструктивная проблема Merlin. [7] [10]
Штифтовые инжекторы отлично работают с жидкими видами топлива и могут быть настроены на работу с гелеобразными видами топлива, но для применений газ-жидкость или газ-газ обычные инжекторы остаются более эффективными. [9]
Штифтовой инжектор предпочтителен для двигателей, которые необходимо многократно дросселировать или перезапускать, но он не обеспечивает оптимальной эффективности смешивания топлива и окислителя при любой заданной скорости дроссельной заслонки. [9]
В 1957 году Джерард В. Элверум-младший был нанят Лабораторией реактивного движения и работал под руководством Арта Гранта над характеристикой скоростей реакции новых ракетных топлив с помощью устройства, состоящего из двух концентрических трубок, через которые подавались топлива с известной скоростью потока, и набора термопар для измерения скоростей их реакций. Устройство столкнулось с проблемами, поскольку, поскольку топлива текли параллельно друг другу, не происходило большого смешивания. Затем Элверум 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 для низкоэнергетических топлив, но когда начали испытывать высокоэнергетические комбинации, оно оказалось непрактичным из-за почти мгновенного времени реакции в точке смешивания. Чтобы устройство не разлетелось на части во время высокоэнергетических испытаний, внешняя трубка была втянута, таким образом, представляя собой примитивный штифтовой инжектор. [2]
Питер Штаудхаммер под руководством руководителя программы Элверума поручил технику прорезать несколько прорезей на конце имеющейся внутренней камеры, и последующие испытания этой новой конфигурации показали существенное улучшение эффективности смешивания. [2] [3]
К 1960 году Элверум, Грант и Штаудхаммер перешли в недавно созданную Space Technology Laboratories, Inc. (позже TRW, Inc. ), чтобы продолжить разработку однокомпонентных и двухкомпонентных ракетных двигателей. К 1961 году штифтовой инжектор был разработан в конструкцию, пригодную для использования в ракетных двигателях, и впоследствии конструкция штифтового инжектора была доработана и разработана рядом сотрудников TRW, добавив такие функции, как дросселирование, возможность быстрой пульсации и закрытие торца. [2]
Дросселирование было испытано в MIRA 500 1961 года при 25–500 фунт-силах (111–2224 Н ), а в его преемнике 1962 года, MIRA 5000, при 250–5000 фунт-силах (1112–22241 Н) [2] .
В 1963 году TRW представила MIRA 150A в качестве резервного двигателя Thiokol TD-339 vernier, который должен был использоваться в зондах Surveyor , и начала разработку системы спускаемого двигателя для лунного модуля Apollo Lunar Excursion Module . Примерно в это же время для простоты и меньшей стоимости на Sea Dragon рассматривался штифтовой инжектор . [2]
Параллельно с этими проектами TRW продолжала разработку других штифтовых двигателей, включая к 1966 году серию URSA (Universal Rocket for Space Applications). Это были двухкомпонентные двигатели, предлагаемые с фиксированной тягой 25, 100 или 200 фунтов силы (111, 445 или 890 Н) с вариантами для абляционных или радиационно охлаждаемых камер сгорания. Эти двигатели были способны пульсировать с частотой 35 Гц , с шириной импульса всего 0,02 секунды, но также имели проектный устойчивый срок службы более 10 000 секунд (с радиационно охлаждаемыми камерами). [2]
В 1967 году двигательная установка Apollo Descent Propulsion была допущена к полету. [2]
С 1968 по 1970 год испытывался двигатель 250 000 фунтов силы (1 112 055 Н). [2]
В 1972 году производство двигательной установки Apollo Descent было прекращено, но начиная с 1974 года и до 1988 года, TR-201 , упрощенная и недорогая ее производная, с абляционным охлаждением и фиксированной тягой, использовалась на второй ступени ракет-носителей Delta 2914 и 3914. [2]
В октябре 1972 года конструкция штифтового инжектора была запатентована и обнародована. [2]
В начале 1980-х годов ряд усовершенствований конструкции был применен к штифтовому инжектору, что позволило получить исключительно быстрые и повторяющиеся импульсы по команде и линейное дросселирование. Обеспечивая отключение топлива в точке его впрыска в камеру сгорания, штифтовый инжектор обеспечил превосходный импульсный отклик, исключив эффекты «капельного объема» инжектора. [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 тангажа и рыскания для армейской программы ракеты SENTRY . Этот двигатель мог дросселировать в диапазоне тяги 19:1 и выдавать повторяющиеся импульсы «включения» длительностью всего 8 миллисекунд при любом уровне тяги. [2]
Дальнейшее усовершенствование инжектора с запорным устройством на лицевой стороне было использовано в подсистеме перехвата Exoatmospheric Reentry-vehicle Interceptor Subsystem (ERIS) Армейского стратегического оборонного командования. В его двигателях с боковым отводом 900 фунтов силы запорный элемент инжектора обеспечивал единственное управление потоком топлива. Большой двухкомпонентный клапан, обычно требуемый в таких двигателях, был заменен небольшим пилотным клапаном, который использовал топливо высокого давления ( MMH ) для гидравлического приведения в действие подвижной втулки инжектора. Эта функция, называемая FSO (Face Shutoff Only), значительно улучшила общую реакцию двигателя и значительно уменьшила размер и массу двигателя. [2]
Еще одной конструкторской проблемой середины 1980-х и начала 1990-х годов была миниатюризация ракетных двигателей. В рамках программы ВВС Brilliant Pebbles компания TRW разработала очень маленький двигатель на основе N 2 O 4 / гидразина с тягой 5 фунтов (22 Н) и инжектором со штифтовым соплом. Этот двигатель с радиационным охлаждением весил 0,3 фунта (135 граммов) и был успешно испытан в августе 1993 года, выдав более 300 секунд I sp с коэффициентом расширения сопла 150:1. Диаметр штифта составлял (1,6764 мм), и для проверки размеров радиальных измерительных отверстий ± (0,0762 мм ±0,00762 мм) требовалась сканирующая электронная микроскопия . [2]
Предшествующие технологические инновации позволили осуществить первое внеатмосферное кинетическое уничтожение имитируемой возвращаемой боеголовки у атолла Кваджалейн 28 января 1991 года во время первого полета ERIS . [2]
В конце 90-х годов инжекторы FSO pintle использовались с гелированными топливами, которые имеют обычную консистенцию, как у гладкого арахисового масла . В гелированных топливах обычно используется либо алюминиевый порошок, либо углеродный порошок для увеличения плотности энергии жидкой топливной основы (обычно MMH ), и они используют добавки для реологического соответствия окислителя (обычно на основе IRFNA ) топливу. Для гелированных топлив, используемых в ракете, обязательной является заглушка торца для предотвращения высыхания базовой жидкости во время перерывов между импульсами, что в противном случае привело бы к закупориванию каналов инжектора твердыми частицами в гелях. Инжекторы FSO pintle использовались в различных программах, программе McDonnell Douglas Advanced Crew Escape Seat – Experimental (ACES-X) и ее преемнице, программе Gel Escape System Propulsion (GESP). [2]
Еще одной важной адаптацией дизайна в этот период времени стало использование штифтовых инжекторов с криогенным жидким водородным топливом. Начиная с 1991 года, TRW объединилась с McDonnell Douglas и NASA Lewis (теперь Glenn) Research Center, чтобы продемонстрировать, что штифтовой двигатель TRW может использовать прямой впрыск жидкого водорода для упрощения конструкции высокопроизводительных ускорительных двигателей. Попытки использовать прямой впрыск криогенного водорода в других типах инжекторов до этого времени неизменно приводили к возникновению нестабильности сгорания. [2]
В конце 1991 и начале 1992 года испытательный двигатель LOX / LH2 с тягой 16 000 фунтов (71 172 Н) успешно проработал с прямым впрыском жидкого водорода и жидкого кислорода . Всего было проведено 67 запусков, и двигатель продемонстрировал превосходную производительность и полное отсутствие нестабильности сгорания. Впоследствии этот же испытательный двигатель был адаптирован и успешно испытан с LOX / LH2 при тяге 40 000 фунтов (177 929 Н) и с LOX / RP-1 при тяге 13 000 и 40 000 фунтов (57 827 и 177 929 Н). [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 двухрежимный TR-308 использовался для вывода космического корабля NASA Chandra на его конечную орбиту. [2]
Ранние разработки инжектора FSO и гелевого топлива в конце 1980-х и начале 1990-х годов привели к первым в мире полетам ракет с использованием гелевого окислителя и гелевого топлива в рамках программы «Интеграция будущих ракетных технологий» (FMTI) армии и AMCOM. Первый полет состоялся в марте 1999 года, а второй — в мае 2000 года. [2]
В начале 2000-х годов TRW продолжила разработку больших LOX / LH2 штифтовых двигателей и провела испытательный запуск TR-106 в Космическом центре имени Джона К. Стенниса в NASA . Это был двигатель 650 000 фунтов силы (2 892 000 Н), масштабирование 16:1 по сравнению с самым большим предыдущим LOX / LH2 штифтовым двигателем и примерно 3:1 по сравнению с самым большим предыдущим штифтовым двигателем, когда-либо испытанным. Диаметр штифта этого инжектора составлял 22 дюйма (56 см), что на сегодняшний день является самым большим из построенных. [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]
Двигатель Merlin был единственным работающим двигателем с инжекторным штифтовым двигателем, использовавшимся во всех полетах SpaceX Falcon 9 и Falcon Heavy. [14]
В начале 2020-х годов двигатель Merlin продолжал использоваться на Falcon 9 и Falcon Heavy. Штифтовой инжектор также использовался на двигателе Reaver 1 компанией Firefly Aerospace . [15]
В статье использованы материалы, являющиеся общественным достоянием, с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .
{{cite web}}: CS1 maint: url-status ( ссылка )