RU2024777C1

RU2024777C1 - Cryogenic liquid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2024777C1
Authority: RU
Inventors: Андрей Федорович Кирпикин
Original assignee: Андрей Федорович Кирпикин
Priority date: 1989-12-06
Filing date: 1989-12-06
Publication date: 1994-12-15

Abstract

FIELD: rocket engine engineering. SUBSTANCE: engine has turbine and fuel pump, turbine and oxidizer pump, chamber with a duct for regenerative cooling whose outlet is in communication with the turbine, and units of a system for control of engine parameters. The engine is also provided with a unit for supplying cooling component mounted in gas duct and pipe line provided with a flow rate controller. EFFECT: enhanced reliability. 1 dwg

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) с раздельными турбонасосными агрегатами (ТНА). The invention relates to liquid rocket engines (LRE) with separate turbopump units (TNA).

В настоящее время имеется ряд разработок ЖРД так называемой "расширительной схемы". Как правило, топливом для данного класса ЖРД служат криогенные компоненты, обычно кислород-водород. Currently, there are a number of developments of the LRE of the so-called "expansion circuit". As a rule, cryogenic components, usually oxygen-hydrogen, serve as the fuel for this class of rocket engines.

Известен ЖРД SS МЕ, работающий на криогенных компонентах "кислород-водород". Двигатель содержит раздельные ТИА окислителя и горючего, работающие на восстановительном газе, и камеру с трактом регенеративного охлаждения, охлаждаемую водородом [2]. Known rocket engine SS ME, operating on cryogenic components "oxygen-hydrogen". The engine contains separate TIAs of an oxidizing agent and fuel, operating on a reducing gas, and a chamber with a regenerative cooling path cooled by hydrogen [2].

В работе [1] приведено описание двух ЖРД "расширительной схемы", у которых регулирование параметров силовой установки осуществляется при помощи клапаном с изменяемым дроссельным сопротивлением. При этом клапаны расположены либо в магистралях подачи компонентов топлива непосредственно за насосами, либо в газоводе непосредственно за турбиной, причем через них проходит основная часть расхода того или иного компонента. In [1], a description is given of two liquid-propellant rocket engines of the “expansion circuit”, in which the parameters of the power plant are controlled by means of a valve with a variable throttle resistance. In this case, the valves are located either in the supply lines of the fuel components directly behind the pumps, or in the gas duct directly behind the turbine, and the main part of the flow rate of a component passes through them.

Применение дроссельных клапанов с регулируемым гидравлическим сопротивлением в потоке подогретого газа, протекающего по газоводу, имеет ряд недостатков. The use of throttle valves with adjustable hydraulic resistance in the stream of heated gas flowing through the gas duct has several disadvantages.

Установка механических подвижных элементов в потоке подогретого газа является нежелательной, так как возможное термическое расширение конструкционных материалов подвижных узлов и деталей регулятора отрицательно влияет на точность регулирования и в отдельных случаях может привести к заклиниванию исполнительных элементов регулятора. The installation of mechanical moving elements in the heated gas stream is undesirable, since the possible thermal expansion of the structural materials of the moving parts and parts of the regulator adversely affects the accuracy of regulation and in some cases can lead to jamming of the regulator's actuating elements.

При применении дроссельных элементов с регулируемым сопротивлением в газовых трактах их габаритные размеры и масса будут существенно больше по сравнению с массой аналогичных устройств, установленных в трактах подачи жидкости или в магистралях компонентов, не получившего предварительный подогрев для ЖРД "расширительной схемы". When throttle elements with adjustable resistance are used in gas paths, their overall dimensions and mass will be significantly larger compared to the mass of similar devices installed in the fluid supply paths or in the component lines that have not received preheating for an expansion circuit LRE.

Установка регуляторов непосредственно в расходных магистралях подачи компонентов за соответствующими насосами ведет к повышенным потерям давления в этих магистралях и, как следствие, к пониженному давлению в камере ЖРД. Это приводит к снижению КПД силовой установки. The installation of regulators directly in the supply lines of the component supply behind the corresponding pumps leads to increased pressure losses in these lines and, as a result, to a reduced pressure in the LRE chamber. This leads to a decrease in the efficiency of the power plant.

Целью изобретения является повышение надежности путем улучшения динамических характеристик системы регулирования. The aim of the invention is to increase reliability by improving the dynamic characteristics of the control system.

Для этого двигатель снабжен агрегатом ввода охлаждающего компонента, установленным на газоводе, соединяющем турбины, и магистралью с установленным в ней регулятором расхода, сообщающей выход из насоса охлаждающего компонента с агрегатом его ввода. For this, the engine is equipped with a cooling component input unit mounted on a gas duct connecting the turbines and a line with a flow regulator installed in it, communicating the output of the cooling component pump with its input unit.

На чертеже приведена схема ЖРД с раздельными ТНА горючего и окислителя, у которого рабочим телом для обеих турбин ТНА является подогретое в рубашке охлаждения горючее. The drawing shows a diagram of the liquid propellant rocket engine with separate fuel and oxidizer TNAs, in which the working fluid for both TNA turbines is the fuel heated in the cooling jacket.

На схеме изображены турбина 1 ТНА горючего, насос 2 горючего, камера 3 ЖРД, турбина 4 ТНА окислителя, насос 5 окислителя, регулятор 6, агрегат 7 ввода горючего, отбираемого непосредственно за насосом 2, регулятор 8 соотношения расхода, дроссель 9 постоянного сопротивления, газовод 10. The diagram shows a turbine 1 fuel TNA, a fuel pump 2, a liquid propellant chamber 3, an oxidizer turbine 4, an oxidizer pump 5, a regulator 6, a fuel injection unit 7, taken directly behind the pump 2, a flow ratio regulator 8, a constant resistance inductor 9, a gas duct 10.

Компонентами топлива являются жидкий кислород и водород. Горение топлива в камере 3 осуществляется при избытке горючего. The fuel components are liquid oxygen and hydrogen. The combustion of fuel in the chamber 3 is carried out with an excess of fuel.

Горючее - водород из баков поступает на вход насоса 2, после чего подается на регулятор 6 и в рубашку охлаждения камеры 3, в которой его температура существенно повышается. После рубашки охлаждения водород подается на вход турбины 1 и проходит через агрегат 7. Часть водорода, прошедшего через агрегат 7, следует непосредственно в камеру 3. Другая часть поступает на турбину 4, после которой проходит через рубашку охлаждения, где получает дополнительный подогрев и выбрасывается в окружающую среду. Водород, поступивший на регулятор 6, подается с дозированным расходом на агрегат ввода 7 и вводится в поток водорода, протекающего по газоводу 10. Окислитель из баков поступает на вход насоса 5, после чего через регулятор соотношения расхода 8 подается в камеру 3. Дроссель 9 служит для обеспечения оптимального расхода водорода через турбину 4 на номинальном режиме работы ЖРД и для компенсации технологических разбросов гидравлических сопротивлений газовода 10 и рубашки охлаждения. Fuel - hydrogen from the tanks enters the inlet of the pump 2, after which it is supplied to the regulator 6 and to the cooling jacket of the chamber 3, in which its temperature rises significantly. After the cooling jacket, hydrogen is supplied to the inlet of the turbine 1 and passes through the unit 7. A part of the hydrogen that passed through the unit 7 goes directly to the chamber 3. The other part enters the turbine 4, after which it passes through the cooling jacket, where it receives additional heating and is discharged into environment. Hydrogen supplied to the regulator 6 is supplied with a metered flow rate to the input unit 7 and introduced into the stream of hydrogen flowing through the gas duct 10. The oxidizing agent from the tanks enters the inlet of the pump 5, after which it is supplied to the chamber 3 through the flow ratio regulator 8. The throttle 9 serves to ensure optimal flow of hydrogen through the turbine 4 at the nominal operating mode of the rocket engine and to compensate for technological variations in hydraulic resistance of the gas duct 10 and the cooling jacket.

Регулирование параметров ЖРД осуществляется следующим образом. Regulation of the parameters of the rocket engine is as follows.

В а р и а н т 1. На регулятор 6 поступает сигнал о повышенном в сравнении с расчетным давлении в камере 3. При этом гидpавлическое сопротивление исполнительного элемента регулятора 6 уменьшается. В результате увеличивается расход водорода в поток предварительно подогретого в рубашке камеры и отработанного на турбине водорода. Уменьшается расход водорода через рубашку охлаждения камеры 3, что приводит к снижению температуры и расхода через турбину 1. Variant 1. The signal 6 receives a signal about the increased pressure in the chamber 3 in comparison with the calculated pressure. In this case, the hydraulic resistance of the actuator element of the controller 6 decreases. As a result, the consumption of hydrogen in the stream of the chamber preheated in the jacket and spent on the hydrogen turbine increases. The consumption of hydrogen through the cooling jacket of the chamber 3 is reduced, which leads to a decrease in temperature and flow through the turbine 1.

В а р и а н т 2. На регулятор 6 поступает сигнал о пониженном в сравнении с расчетным давлении в камере 3. В результате работы регулятора 6 уменьшается расход водорода, подаваемого непосредственно в газовод 10. Изменение соотношения расходов компонентов топлива компенсируется при помощи регулятора 8. В приведенной силовой установке достигается улучшение динамических характеристик контура регулирования давления в камере. Кроме того, имеется возможность кратковременного резкого увеличения расхода горючего при возникновении высокочастотных колебаний давления в камере ЖРД. Variant 2. The regulator 6 receives a signal that the pressure in the chamber 3 is reduced in comparison with the design pressure. As a result of the operation of the regulator 6, the flow rate of hydrogen supplied directly to the gas duct 10 is reduced. The change in the ratio of the flow rates of the fuel components is compensated by the regulator 8 The improved power plant achieves an improvement in the dynamic characteristics of the pressure control loop in the chamber. In addition, there is the possibility of a short-term sharp increase in fuel consumption in the event of high-frequency pressure fluctuations in the LRE chamber.

Элементы контуров регулирования давления и соотношения расходов компонентов в камере данного ЖРД могут быть выполнены на основе освоенных промышленностью образцов. Уплотнительные элементы регулятора 6 должны удовлетворять повышенным требованиям по герметичности. Elements of pressure control loops and the ratio of component costs in the chamber of a given liquid-propellant rocket engine can be made on the basis of samples developed by industry. The sealing elements of the regulator 6 must meet the increased requirements for tightness.

Claims

A LIQUID ROCKET ENGINE ON CRYOGENIC COMPONENTS, comprising turbo-pumping units for supplying oxidizer and fuel, turbines of which are connected by a gas duct, a chamber with a regenerative cooling path, the output of which is connected by a gas duct to the turbine of the pump drive of the cooling component, and units of the engine parameter control system, characterized in that , in order to increase reliability by improving the dynamic characteristics of the control system, it is equipped with an input unit for the cooling component, installed nym gazovode for connecting the turbine and the backbone with installed in it flow regulator informing output from the cooling component with its input pump unit.