WO2008142290A2 - Procédé et dispositif pour alimenter un moteur de propulsion spatiale en ergols cryogéniques liquides - Google Patents

Procédé et dispositif pour alimenter un moteur de propulsion spatiale en ergols cryogéniques liquides Download PDF

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Definitions

  • the present invention relates to space propulsion engines powered by liquid cryogenic propellants.
  • the present invention aims to overcome this disadvantage.
  • the method for supplying liquid cryogenic propellants to the combustion chamber of a space propulsion engine, via injection means enclosed in an enclosure is remarkable in that: upstream of said enclosure, mixing is carried out at constant pressure of the fuel propellant and the combustion propellant;
  • said mixture is introduced into said chamber via an orifice thereof;
  • injection means for varying the flow rate of said injected mixture.
  • the thrust of the engine by varying the injected mixture flow, without changing the supply pressure of said propellant injection means.
  • the fuel propellant / propellant ratio remains constant in the injected mixture irrespective of the pressure drop of the mixture through said injection means and regardless of the flow rate of the mixture injected by these latter.
  • the variable geometry of said injection means is dimensioned so as to ensure a pressure drop of the mixture sufficient to maintain, over a wide range of flow, a good stability of the combustion of said mixture in said combustion chamber.
  • the propellants are chosen to present temperatures and liquefaction pressures close.
  • the combustible propellant may be liquid methane, while the propellant propellant may be liquid oxygen.
  • a device which comprises a fuel propellant tank, an oxidant propellant tank and means for constantly pressurizing said tanks, and in which: - upstream of said chamber are provided means for mixing said fuel propellant and said propellant propellant at constant pressure; - Communication means connect said mixing means to an orifice of said enclosure; and
  • Said injection means are adapted to vary the flow rate of said injected constant pressure mixture.
  • Said injection means may comprise a plurality of needles, each of which cooperates with a calibrated orifice.
  • Said plurality of needles may be carried by a first plate, and the corresponding plurality of calibrated orifices may be formed in a second plate, means being provided for imparting a relative movement toward and away from said first and second plates.
  • said means for constant pressurization are common to both propellant tanks.
  • said motor comprises a cooling circuit around said combustion chamber
  • said mixture to be supplied to said enclosure via said cooling circuit.
  • the mixing means of the two propellants provide turbulence stirring thereof. They may be external to said engine and, in this case, it is advantageous that they are thermally connected to a heat source, for example the combustion chamber, to ensure that the temperature of the mixture is such that, at the pressure supply of the injection means, none of said propellant passes in solid phase at the output of said mixing means.
  • said cooling circuit of the combustion chamber itself forms said mixing means.
  • a pump can be provided to increase the feed pressure of the propellant injection means, provided that the propellant mixture remains at a temperature ensuring that there can be no solid phase in the propellant. the pipes.
  • Figure 1 is a schematic partial view of a space propulsion engine and its liquid cryogenic propellant supply device to illustrate the present invention.
  • FIG. 2 illustrates, in a view similar to FIG. 1, an alternative embodiment of propellant mixing means.
  • FIGS. 1 and 2 diagrammatically and partially show a space propulsion engine through its combustion chamber 1, provided with propellant injection means 2 and a gas evacuation nozzle 3, and cooled by a peripheral cooling circuit 4.
  • the propellant injection means 2 comprise an enclosure 5 into which the peripheral cooling circuit 4 opens out to 6.
  • the enclosure 5 is in communication with the combustion chamber 1 via a plate 7 provided with a plurality of calibrated through orifices 8, for example distributed in concentric circles or in rows and columns (see also FIG. 3).
  • the enclosure 5 contains a plate 9 at least substantially parallel to the plate 7 and can be moved towards and away from the latter (as is symbolized by the double arrow F) by means of an actuator 10, for example a jack.
  • the plate 9 On its face facing the plate 7, the plate 9 carries a plurality of pins 1 1, arranged in correspondence with said holes 8, so that each needle 1 1 can cooperate with a calibrated orifice 8 to define the passage section of the latter.
  • this passage section is variable under the control of the actuator 10.
  • a reservoir 12 of propellant propellant for example liquid oxygen
  • a reservoir 13 fuel propellant for example liquid methane
  • the outlets 15 and 16 of the reservoirs 12 and 13 are connected to a mixer 17 outside the engine 1, 2, 3 and able to form the mixture of said propellants and to send said mixture to the cooling circuit. 4 by its exit 18.
  • the system shown in FIG. 2 does not have a mixer 17.
  • the outlets 15 and 16 of the reservoirs 12 and 13 are individually connected to the cooling circuit 4 via calibrated orifices 19 and 20, respectively. in this case, the mixture of propellants is thus carried out in the cooling circuit 4.
  • the propellant mixture enters constant pressure in the chamber 5 and is injected with variable flow into said combustion chamber 1 by the injection means 7 to 1 1 .
  • the thrust P of the engine according to the present invention can be adjusted by adjusting the flow rate of the propellant mixture by the injection means. 7 to 1 1, the feed pressure of the latter by said mixture remaining constant.
  • an igniter (not shown) is provided for example in the center or at the periphery of the plate 7.
  • each calibrated hole 8 of the plate 7 has a length E ratio with a sufficiently high diameter ⁇ .

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Abstract

Selon l'invention; en amont des moyens d'injection, on réalise le mélange à pression constante de l'ergol combustible et de l'ergol comburant; et pour injecter ledit mélange d'ergols à pression constante dans la chambre de combustion (1 ), on choisit des moyens d'injection (7 à 1 1 ), permettant de faire varier le débit dudit mélange injecté.

Description

Procédé et dispositif pour alimenter un moteur de propulsion spatiale en ergols cryogéniques liquides.
La présente invention concerne les moteurs de propulsion spatiale alimentés en ergols cryogéniques liquides.
Dans les moteurs connus de ce type, tels que par exemple les moteurs LOX-LH2 ou LOX-Kérosène utilisés actuellement sur les lanceurs, l'ergol comburant et l'ergol combustible sont injectés séparément dans la chambre de combustion desdits moteurs, le mélange desdits ergols s'effectuant dans cette dernière.
Du fait que, dans ces moteurs connus, il est difficile de provoquer des variations de pression relativement importantes dans les alimentations des ergols sans modifier le rapport de ceux-ci dans leur mélange, l'ajustement possible de la poussée par de telles variations de pression d'alimentation est relativement faible. En pratique, on ne peut guère obtenir qu'un ajustement de poussée de l'ordre de 10 à 20%.
La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. A cette fin, selon l'invention, le procédé pour alimenter en ergols cryogéniques liquides la chambre de combustion d'un moteur de propulsion spatiale, par l'intermédiaire de moyens d'injection enfermés dans une enceinte, est remarquable en ce que : - en amont de ladite enceinte, on réalise le mélange à pression constante de l'ergol combustible et de l'ergol comburant ;
- on introduit ledit mélange dans ladite enceinte par l'intermédiaire d'un orifice de celle-ci ; et
- pour injecter ledit mélange d'ergols à pression constante dans ladite chambre de combustion à partir de ladite enceinte, on choisit des moyens d'injection, permettant de faire varier le débit dudit mélange injecté.
Ainsi, grâce à la présente invention, on peut largement faire varier la poussée du moteur en faisant varier le débit de mélange injecté, sans changer la pression d'alimentation desdits moyens d'injection en ergols. Le mélange étant réalisé avant l'injection, le rapport ergol combusti- ble/ergol comburant reste constant dans le mélange injecté quelle que soit la chute de pression du mélange à travers lesdits moyens d'injection et quel que soit le débit du mélange injecté par ces derniers. Bien entendu, comme on le verra ci-après, la géométrie variable desdits moyens d'injection est dimensionnée de façon à permettre d'assurer une chute de pression du mélange suffisante pour maintenir, sur une large plage de débit, une bonne stabilité de la combustion dudit mélange dans ladite chambre de combustion. Avantageusement les ergols sont choisis pour présenter des températures et des pressions de liquéfaction proches. Par exemple, l'ergol combustible peut être du méthane liquide, alors que l'ergol comburant peut être de l'oxygène liquide.
Par sécurité, à la mise en fonctionnement dudit moteur, l'allumage du mélange d'ergols à l'intérieur de ladite chambre de combustion n'est effectué qu'après que ledit mélange a atteint une vitesse supersonique à la sortie des moyens d'injection.
Pour la mise en œuvre du procédé conforme à la présente invention, on peut utiliser un dispositif qui comporte un réservoir d'ergol com- bustible, un réservoir d'ergol comburant et des moyens de mise sous pression constante desdits réservoirs, et dans lequel : - en amont de ladite enceinte sont prévus des moyens pour mélanger ledit ergol combustible et ledit ergol comburant à pression constante ; - des moyens de communication relient lesdits moyens de mélange à un orifice de ladite enceinte ; et
- lesdits moyens d'injection sont aptes à faire varier le débit dudit mélange à pression constante injecté. Lesdits moyens d'injection peuvent comporter une pluralité de pointeaux, dont chacun d'eux coopère avec un orifice calibré. Ladite pluralité de pointeaux peuvent être portés par une première plaque, et la pluralité correspondante des orifices calibrés peuvent être pratiqués dans une seconde plaque, des moyens étant prévus pour imprimer un mouvement relatif de rapprochement et d'éloignement entre lesdites première et seconde plaques.
Avantageusement, notamment dans le cas où les ergols présentent des températures et des pressions de liquéfaction proches, lesdits moyens de mise sous pression constante sont communs aux deux réser- voirs d'ergols.
Dans le cas usuel où ledit moteur comporte un circuit de refroidissement autour de ladite chambre de combustion, il est avantageux que ledit mélange soit amené à ladite enceinte par l'intermédiaire dudit circuit de refroidissement. Les moyens de mélange des deux ergols assurent le brassage par turbulence de ces derniers. Ils peuvent être extérieurs audit moteur et, dans ce cas, il est avantageux qu'ils soient reliés thermiquement à une source de chaleur, par exemple la chambre de combustion, permettant d'assurer que la température du mélange est telle que, à la pression d'alimentation des moyens d'injection, aucun desdits ergols ne passe en phase solide à la sortie desdits moyens de mélange. Aussi, selon une variante de réalisation préférée, ledit circuit de refroidissement de la chambre de combustion forme lui-même lesdits moyens de mélange. Eventuellement, on peut prévoir une pompe pour augmenter la pression d'alimentation des moyens d'injection en ergols, à la condition d'assurer que le mélange d'ergols reste à une température assurant qu'il ne peut y avoir de phase solide dans les canalisations. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est une vue partielle schématique d'un moteur de propulsion spatiale et de son dispositif d'alimentation en ergols cryogéniques liquides permettant d'illustrer la présente invention.
La figure 2 illustre, en vue semblable à la figure 1 , une variante de réalisation des moyens de mélange des ergols.
La figure 3 est une vue partielle schématique des moyens d'injection du mélange d'ergols, conformément à la présente invention. Sur les figures 1 et 2, on a représenté schématiquement et partiellement un moteur de propulsion spatiale par sa chambre de combustion 1 , pourvue de moyens d'injection d'ergols 2 et d'une tuyère d'évacuation des gaz 3, et refroidie par un circuit de refroidissement périphérique 4.
Les moyens d'injection d'ergols 2 comprennent une enceinte 5, dans laquelle débouche en 6 ledit circuit de refroidissement périphérique 4. L'enceinte 5 est en communication avec la chambre de combustion 1 par l'intermédiaire d'une plaque 7 pourvue d'une pluralité d'orifices calibrés traversants 8, par exemple répartis en cercles concentriques ou en lignes et en colonnes (voir également la figure 3). De plus, l'enceinte 5 contient une plaque 9 au moins sensiblement parallèle à la plaque 7 et pouvant être rapprochée et éloignée de cette dernière (comme cela est symbolisé par la double flèche F) grâce à un actionneur 10, par exemple un vérin. Sur sa face dirigée vers la plaque 7, la plaque 9 porte une pluralité de pointeaux 1 1 , disposés en correspondance avec lesdits orifices ca- libres 8, de façon que chaque pointeau 1 1 puisse coopérer avec un orifice calibré 8 pour définir la section de passage de ce dernier. Bien entendu, cette section de passage est variable sous la commande de l'actionneur 10. De plus, sur les figures 1 et 2, on a représenté un réservoir 12 d'ergol comburant (par exemple de l'oxygène liquide), un réservoir 13 d'ergol combustible (par exemple du méthane liquide), ainsi qu'un réservoir 14 contenant un gaz neutre permettant de pressuriser, en commun et à pression constante, ledit ergol comburant et ledit ergol combustible. Dans le système montré par la figure 1 , les sorties 15 et 16 des réservoirs 12 et 13 sont réunies à un mélangeur 17 extérieur au moteur 1 , 2, 3 et apte à former le mélange desdits ergols et à adresser ledit mélange au circuit de refroidissement 4 par sa sortie 18.
Le système montré par la figure 2 ne comporte pas de mélangeur 17. Au contraire, les sorties 15 et 16 des réservoirs 12 et 13 sont individuellement reliées au circuit de refroidissement 4 par l'intermédiaire d'orifices calibrés, respectivement 19 et 20. Dans ce cas, le mélange d'ergols s'effectue donc dans le circuit de refroidissement 4.
Dans les deux cas, après avoir refroidi la chambre de combustion 1 , le mélange d'ergols pénètre à pression constante dans l'enceinte 5 et est injecté avec débit variable dans ladite chambre de combustion 1 par les moyens d'injection 7 à 1 1.
A la lumière des explications ci-dessus en regard des figures 1 à 3, on comprendra aisément que la poussée P du moteur conforme à la pré- sente invention peut être réglée par ajustement du débit du mélange d'ergols par les moyens d'injection 7 à 1 1 , la pression d'alimentation de ces derniers par ledit mélange restant constante.
Pour initier la combustion du mélange d'ergols dans la chambre 2 (alors que la vitesse dudit mélange au niveau des moyens d'injection est supersonique), on prévoit un allumeur (non représenté) par exemple au centre ou à la périphérie de la plaque 7.
Par ailleurs, pour assurer la pulvérisation du mélange et la stabilité de la combustion à plein régime, chaque trou calibré 8 de la plaque 7 pré- sente un rapport longueur E sur diamètre φ suffisamment élevé.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé pour alimenter en ergols cryogéniques liquides la chambre de combustion (1 ) d'un moteur de propulsion spatiale, par l'intermédiaire de moyens d'injection enfermés dans une enceinte (5), caractérisé en ce que :
- en amont de ladite enceinte (5), on réalise le mélange à pression constante de l'ergol combustible et de l'ergol comburant ;
- on introduit ledit mélange dans ladite enceinte (5) par l'intermédiaire d'un orifice (6) de celle-ci ; et - pour injecter ledit mélange d'ergols à pression constante dans ladite chambre de combustion (1 ) à partir de ladite enceinte (5), on choisit des moyens d'injection (7 à 1 1 ), permettant de faire varier le débit dudit mélange injecté.
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que lesdits ergols présentent des températures et des pressions de liquéfaction proches.
3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'ergol combustible est du méthane liquide et l'ergol comburant est de l'oxygène liquide.
4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, à la mise en fonctionnement dudit moteur, l'allumage dudit mélange à l'intérieur de la chambre de combustion (1 ) n'est effectué qu'après que ledit mélange a atteint la vitesse sonique à la sortie de ladite chambre de combustion.
5. Dispositif pour alimenter en ergols cryogéniques liquides un moteur de propulsion spatiale pourvu d'une chambre de combustion (1 ) dans laquelle lesdits ergols sont injectés par l'intermédiaire de moyens d'injection enfermés dans une enceinte (5), ledit dispositif comportant un réservoir d'ergol combustible (1 3), un réservoir d'ergol comburant (1 2) et des moyens (14) de mise sous pression constante desdits réservoirs (1 2,
13), caractérisé en ce que :
- en amont de ladite enceinte (5) sont prévus des moyens (1 7, 1 9, 20) pour mélanger ledit ergol combustible et ledit ergol comburant à pression constante ;
- des moyens de communication (4, 1 8, 1 9, 20) relient lesdits moyens de mélange (1 7, 1 9, 20) à un orifice (6) de ladite enceinte (5) ; et
- lesdits moyens d'injection (7 à 1 1 ) sont aptes à faire varier le débit du- dit mélange à pression constante injecté.
6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits moyens d'injection comportent une pluralité de pointeaux (1 1 ), dont chacun d'eux coopère avec un orifice calibré (8).
7. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que la pluralité de pointeaux (1 1 ) sont portés par une première plaque (9), en ce que la pluralité des orifices calibrés (8) sont pratiqués dans une seconde plaque (7) et en ce que des moyens (10) sont prévus pour imprimer un mouvement relatif de rapprochement et d'éloignement (F) entre lesdites première et seconde plaques (9, 7).
8. Dispositif selon l'une des revendications 5 à 7, pour un moteur comportant un circuit de refroidissement (4) autour de ladite chambre de combustion (1 ), caractérisé en ce que ledit mélange d'ergols est amené à ladite enceinte (5) par l'intermédiaire dudit circuit de refroidissement (4).
9. Dispositif selon l'une des revendications 5 à 8, caractérisé en ce que lesdits moyens (1 7) de mélange des ergols sont extérieurs audit moteur.
10. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce que ledit circuit de refroidissement (4) forme lesdits moyens de mélange.
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US12/597,052 US8720184B2 (en) 2007-04-25 2008-04-14 Method and device for supplying a space propulsion engine with liquid cryogenic propellants
JP2010504782A JP5044013B2 (ja) 2007-04-25 2008-04-14 宇宙用推進エンジンに極低温液体推進燃料を供給する方法と装置
BRPI0809823 BRPI0809823A2 (pt) 2007-04-25 2008-04-14 "processo para alimentar com propelentes criogénicos líquidos a cámara de combustão de um motor de propulsão espacial e dispositivo para alimentar com propelentes criogénicos líquidos um motor de propulsão espacial"
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10119496B2 (en) 2014-04-15 2018-11-06 Cummins Inc. Cryogenic fuel injection and combustion
KR101766342B1 (ko) * 2015-12-30 2017-08-08 한국항공대학교산학협력단 슬리브 핀틀을 사용하는 자발가압식 가변추력 로켓엔진
CN105650459B (zh) * 2015-12-31 2017-11-24 西安航天动力试验技术研究所 一种液氧/煤油发动机地面试车过冷液氧供应系统
US20170335801A1 (en) * 2016-05-20 2017-11-23 Alphaport, Inc. Spark Exciter Variable Control Unit
EP4112912A4 (fr) * 2020-02-28 2024-03-20 IHI Corporation Appareil de combustion de moteur-fusée
US12393915B2 (en) 2020-12-18 2025-08-19 Strong Force Vcn Portfolio 2019, Llc Variable-focus dynamic vision for robotic system
US20230109096A1 (en) 2020-12-18 2023-04-06 Strong Force Vcn Portfolio 2019, Llc Maintenance Prediction and Health Monitoring for Robotic Fleet Management
EP4337467A4 (fr) 2021-05-11 2025-05-07 Strong Force VCN Portfolio 2019, LLC Systèmes, procédés, kits et appareils de mémorisation et d'interrogation distribués en périphérie dans des réseaux à chaîne de valeur
CN113446133B (zh) * 2021-08-30 2021-11-23 西安航天动力研究所 富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置及试验方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2810254A (en) 1954-03-19 1957-10-22 J D Buchanan Yarn twisting device
US4726184A (en) 1985-09-09 1988-02-23 Rockwell International Corporation Rocket engine assembly
US20020056762A1 (en) 1999-04-01 2002-05-16 Daimlerchrysler Ag Coolable nozzle and method for producing such a nozzle for a rocket engine

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2810529A (en) 1957-10-22 Hammermill rotor including paired
DE716175C (de) * 1935-02-09 1942-01-14 Eugen Saenger Dr Ing Raketenmotor
US2323049A (en) 1941-06-12 1943-06-29 Alfred K Johnson Skate scabbard
US2995008A (en) * 1953-02-26 1961-08-08 Phillips Petroleum Co Fuel and oxidant control system and process for variable thrust rocket and jet engines
US2810259A (en) * 1956-04-04 1957-10-22 Reaction Motors Inc Injector for reaction motor
US3013388A (en) * 1958-10-01 1961-12-19 Hughes Aircraft Co Gas generating apparatus
US3232049A (en) * 1962-05-04 1966-02-01 Gen Motors Corp Fluid injection apparatus
US3365889A (en) * 1964-05-27 1968-01-30 United Aircraft Corp Propellant aeration system
US3534555A (en) * 1968-03-06 1970-10-20 Webb James E Laminar flow enhancement
US4722185A (en) * 1985-09-09 1988-02-02 Rockwell International Corporation Double piston rocket engine assembly
US4707983A (en) * 1986-11-24 1987-11-24 Rockwell International Corporation Flexure disc sealed integral bipropellant valve and injector valve assembly
US4901525A (en) * 1988-03-09 1990-02-20 Acurex Corporation Booster-sustainer rocket engine and method
JPH03130565A (ja) * 1989-10-12 1991-06-04 Toshiba Corp 推進装置
US5941062A (en) * 1995-05-11 1999-08-24 Societe Europeenne De Propulsion Pulse rocket engine
FR2734025B1 (fr) * 1995-05-11 1997-08-01 Europ Propulsion Moteur fusee a propergol liquide, a impulsions
JP3925820B2 (ja) * 1996-07-22 2007-06-06 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース キャビテーションベンチュリバルブ
JP4460795B2 (ja) * 2001-04-24 2010-05-12 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 スラスタ装置
JP4784973B2 (ja) * 2005-07-15 2011-10-05 雅弘 高野 液体酸化剤、これを用いた推進薬及び高温ガス発生方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2810254A (en) 1954-03-19 1957-10-22 J D Buchanan Yarn twisting device
US4726184A (en) 1985-09-09 1988-02-23 Rockwell International Corporation Rocket engine assembly
US20020056762A1 (en) 1999-04-01 2002-05-16 Daimlerchrysler Ag Coolable nozzle and method for producing such a nozzle for a rocket engine

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