RU2095607C1

RU2095607C1 - Cryogenic propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2095607C1
Application number: RU95112367A
Authority: RU
Inventors: В.В. Копылов; М.Н. Сыровец
Original assignee: Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева
Priority date: 1995-07-19
Filing date: 1995-07-19
Publication date: 1997-11-10
Also published as: RU95112367A

Abstract

FIELD: rocketry and space engineering; liquid-propellant rocket engines using cryogenic oxidizer and hydrocarbon fuel. SUBSTANCE: liquid-propellant rocket engine includes combustion chamber with nozzle, cryogenic oxidizer and fuel turbo-pumps provided with drive turbines and gas generator equipped with cooling jacket connected to oxidizer service line. Outlet of gas generator is connected with inlet of turbine of fuel turbo-pump and outlet of gas generator cooling jacket is connected with inlet of second turbine of oxidizer turbo-pump whose outlet is connected with inlet of oxidizer turbo-pump through heat exchanger mounted in oxidizer service line. Cryogenic oxidizer admitted to gas generator cooling jacket is gasified due to heat exchange with generator gas and is used as working medium for drive of oxidizer turbo-pump. EFFECT: enhanced efficiency of cooling of generator gas; avoidance of increased thermal action of gas on turbine blades; reduced amount of burnt fuel. 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности двигателей ракетных блоков и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель жидкий кислород и углеводородное горючее. The invention relates to rocket and space technology and relates to the construction of liquid rocket engines (LRE) operating on cryogenic fuel, in particular rocket engine and spacecraft engines using cryogenic oxidizer liquid oxygen and hydrocarbon fuel as fuel components.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос окислителя и турбонасос горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, связанные с турбиной, газогенератор привода турбины, выход которой подключен к камере сгорания, при этом расходная магистраль горючего подключена к камере сгорания и соединена параллельной линией со входом газогенератора, к которому подключена также расходная магистраль окислителя ("Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей" под ред. В.М.Кудрявцева. М. Высшая школа, 1983, стр. 11, рис. 1.6). Known liquid rocket engine containing a combustion chamber with a nozzle, an oxidizer turbopump and a fuel turbopump with oxidizer and fuel consumable lines associated with a turbine, a turbine drive gas generator, the output of which is connected to the combustion chamber, while the fuel supply line is connected to the combustion chamber and connected in parallel a line with the gas generator inlet, to which the oxidizer supply line is also connected ("Fundamentals of the theory and calculation of liquid rocket engines" edited by V. M. Kudryavtsev. M. You Shaya school, 1983, p. 11, Fig. 1.6).

В известном ЖРД одним из компонентов топлива поступает из турбонасоса в газогенератор полностью, а другой частично. При сжигании их в газогенераторе образуется высокотемпературный газ либо с избытком окислителя (окислительный), либо с избытком горючего (восстановительный), который поступает на привод турбины турбонасосов окислителя и горючего. Отработавшие на турбины продукты газогенерации дожигаются в камере сгорания ЖРД. В случае использования в ЖРД криогенного топлива, в частности криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), что имеет место в двигателях ракетных блоков ступеней ракет-носителей и космических аппаратов, привод турбины осуществляется окислительным генераторным газом, поскольку газификация низкокипящего окислителя намного легче, чем высококипящего горючего. При этом температура генераторного газа в турбине составляет несколько сотен градусов при очень большом коэффициенте избытка окислителя (альфа > 10), а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания двигателя, достигающее 100 и более (до 300) атмосфер. Большой избыток кислорода при высоких значениях давления и температуры обуславливают крайне высокую агрессивность и взрывоопасность генераторного газа. В этой связи предъявляются очень высокие требования к качеству очистки и промывки базов окислителя и горючего двигательной установки и подводящих магистралей. Соблюдение этих требований связано с большими трудозатратами и приводит к значительному удорожанию изделия, однако оно не может полностью обеспечить эксплуатационной надежности ЖРД в части его безопасности. Обладающий высокой агрессивностью окислительный генераторный газ может вызвать выход из строя уплотнения валов турбонасосов окислителя и горючего в турбине, что приводит к аварии ЖРД. Высокая агрессивность генераторного газа приводит также к повышенному износу элементов турбины и снижению ресурса ее работы. In the known liquid propellant rocket engine, one of the components of the fuel comes from the turbopump to the gas generator in full, and the other partially. When they are burned in a gas generator, a high-temperature gas is formed either with an excess of oxidizing agent (oxidizing) or with an excess of fuel (reducing) that enters the turbine drive of the oxidizer and fuel turbopumps. Gas generation products spent on turbines are burned in the LRE combustion chamber. If cryogenic fuel, in particular cryogenic oxidizer (liquid oxygen) and hydrocarbon fuel (kerosene) is used in the liquid propellant rocket engine, which occurs in rocket engine stages of launch vehicles and spacecraft, the turbine is driven by oxidizing generator gas, since low-boiling oxidizer gasification is much lighter than high boiling fuel. At the same time, the temperature of the generator gas in the turbine is several hundred degrees with a very large coefficient of excess oxidizer (alpha> 10), and the gas pressure behind the turbine exceeds the pressure in the combustion chamber of the engine, reaching 100 or more (up to 300) atmospheres. A large excess of oxygen at high pressure and temperature conditions lead to extremely high aggressiveness and explosiveness of the generator gas. In this regard, very high demands are placed on the quality of cleaning and washing the oxidizer bases and the fuel propulsion system and supply lines. Compliance with these requirements is associated with high labor costs and leads to a significant increase in the cost of the product, however, it cannot fully ensure the operational reliability of the rocket engine in terms of its safety. Highly aggressive oxidizing generator gas can cause failure of the shaft seal of the oxidizer and fuel turbine pumps in the turbine, which leads to an LRE accident. The high aggressiveness of the generator gas also leads to increased wear of the turbine elements and a decrease in the resource of its operation.

Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, включающем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, связанной с турбонасосами окислителя и горючего и имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика", Энциклопедия, под ред. В. П. Глушко, М. Сов. энциклопедия, 1985, стр. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива после турбонасосов вводится в камеру сгорания, а меньшая их часть поступает в газогенератор. Так как в газогенератор вводится лишь небольшая часть окислителя, значительно снижается, по сравнению с прототипом, агрессивность генераторного газа в турбине. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в атмосферу. В результате значительно улучшаются условия работы турбины, снижается взрывоопасность и повышается эксплуатационная надежность двигателя. Однако в данной конструкции ЖРД химическая энергия топлива, поступающего в газогенератор, используется не полностью, что снижает экономичность двигателя. Это связано с необходимостью, из условия обеспечения термостойкости лопаток турбины, поддерживать температуру генераторного газа более низкой, чем температура продуктов сгорания в камере сгорания. Поэтому сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном соотношении компонентов, а с некоторым избытком окислителя. В результате один из компонентов топлива не догорает, что увеличивает затраты топлива на создание единичного импульса тяги. Closest to the proposed one is a liquid propellant cryogenic fuel rocket engine including a cryogenic oxidizer and hydrocarbon fuel containing a cryogenic oxidizer and hydrocarbon fuel containing a combustion chamber with a nozzle, a cryogenic oxidizer turbopump and a fuel turbine connected through a supply line to a combustion chamber, a gas generator, an input which is connected to the lines of the oxidizer and fuel, and the output is connected to the inlet of the turbine connected to the turbine pumps of the oxidizer and fuel and having an exhaust pipe ("Cosmonautics", Encyclopedia, edited by V.P. Glushko, M. Sov. Encyclopedia, 1985, p. 217). In this LRE, the main amount of fuel components after the turbopumps is introduced into the combustion chamber, and a smaller part of them enters the gas generator. Since only a small part of the oxidizing agent is introduced into the gas generator, the aggressiveness of the generator gas in the turbine is significantly reduced compared to the prototype. The gas pressure on the turbine is also reduced, since it is exhausted into the atmosphere. As a result, turbine operating conditions are significantly improved, explosiveness is reduced, and engine operational reliability is increased. However, in this design of the LRE, the chemical energy of the fuel entering the gas generator is not fully used, which reduces the efficiency of the engine. This is due to the need, from the condition of ensuring the heat resistance of the turbine blades, to maintain the temperature of the generator gas lower than the temperature of the combustion products in the combustion chamber. Therefore, the combustion of fuel in a gas generator is carried out not with the optimal ratio of components, but with a certain excess of oxidizing agent. As a result, one of the fuel components does not burn out, which increases the cost of fuel for creating a single thrust impulse.

Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет уменьшения количества топлива, сжигаемого в газогенераторе, и повышение полноты сгорания топлива в газогенераторе. The objective of the invention is to increase the efficiency of LRE operating on cryogenic fuel, by reducing the amount of fuel burned in the gas generator, and increasing the completeness of combustion of fuel in the gas generator.

Поставленная задача достигается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего с расходными магистралями, газогенератор, выход которого соединен со входом турбины, связанной с турбонасосом горючего и имеющей выхлопной патрубок, в соответствии с изобретением, снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом криогенного окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, подключенной через отсечной клапан к расходной магистрали окислителя, при этом выход из рубашки охлаждения газогенератора соединен с входом второй турбины, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к расходной магистрали перед турбонасосом криогенного окислителя. The task is achieved due to the fact that the liquid rocket engine on cryogenic fuel containing a combustion chamber with a nozzle, a cryogenic oxidizer turbopump and a hydrocarbon fuel turbopump with consumable lines, a gas generator, the outlet of which is connected to the turbine inlet connected to the fuel turbopump and having an exhaust pipe, in accordance with the invention, is equipped with a second turbine associated with a cryogenic oxidizer turbo pump, and the gas generator is equipped with a cooling jacket connected through a cut-off second valve to the flow line oxidant, the output of the gasifier cooling jacket is connected to the inlet of the second turbine outlet through which the heat exchanger is mounted on the flow of oxidant line is connected to the flow line before cryogenic oxidizer turbo pump.

Наличие у газогенератора рубашки охлаждения, подключенной к магистрали окислителя, позволяет газифицировать поступающий в рубашку криогенный окислитель за счет его теплообмена с высокотемпературными продуктами газогенерации и подогреть полученный газ до температуры рабочего тела турбины (600-900 K). Наличие второй турбины, связанный с турбонасосом окислителя и соединенной с выходом из рубашки охлаждения газогенератора, позволяет использовать газифицированный и подогретый криогенный окислитель для привода турбонасоса окислителя. Наличие рубашки охлаждения газогенератора с криогенным хладагентом обеспечивает высокоэффективное охлаждение генераторного газа, что дает возможность сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, исключив при этом повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины. За счет оптимального соотношения сжигаемых компонентов обеспечивается наиболее полное выделение тепловой энергии топлива в газогенераторе, а охлаждение генераторного газа криогенным компонентом, подаваемым затем на привод турбонасоса окислителя, повышает эффективность использования выделяющейся тепловой энергии топлива. При этом исключаются потери на привод турбонасоса окислителя, поскольку газифицированный криогенный окислитель после турбины и теплообменника вновь поступает в расходную магистраль окислителя и, в конечном счете, сгорает в камере сгорания или газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении с горючим. Эти обстоятельства позволяют значительно уменьшить количество топлива, используемого в газогенераторе на привод турбонасосов окислителя и горючего, и за счет этого повысить экономичность работы ЖРД. The presence of a cooling jacket at the gas generator connected to the oxidizer line allows gasification of the cryogenic oxidizer entering the jacket due to its heat exchange with high-temperature gas generation products and heating of the obtained gas to the temperature of the turbine working medium (600-900 K). The presence of a second turbine associated with the oxidizer turbine pump and connected to the outlet of the gas generator cooling jacket allows the use of gasified and heated cryogenic oxidizer to drive the oxidizer turbine pump. The presence of the cooling jacket of the gas generator with cryogenic refrigerant provides highly efficient cooling of the generator gas, which makes it possible to burn fuel in the gas generator with the optimal stoichiometric ratio of components, eliminating the increased thermal effect of gas on the turbine blades. Due to the optimal ratio of components burned, the most complete release of thermal energy of the fuel in the gas generator is ensured, and the cooling of the generator gas by the cryogenic component, which is then fed to the oxidizer turbine pump drive, increases the efficiency of using the released heat energy of the fuel. This eliminates losses on the oxidizer turbine pump drive, since the gasified cryogenic oxidizer after the turbine and heat exchanger again enters the oxidizer supply line and, ultimately, burns in the combustion chamber or gas generator at the optimal stoichiometric ratio with the fuel. These circumstances can significantly reduce the amount of fuel used in the gas generator to drive the oxidizer and fuel turbopumps, and thereby increase the efficiency of the rocket engine.

На фиг. 1 приведена схема двигателя; на фиг. 2 размещение сопла инжектора в подводящей магистрали окислителя, узел I на фиг. 1. In FIG. 1 shows a diagram of the engine; in FIG. 2 the location of the injector nozzle in the oxidizer feed line, assembly I in FIG. one.

Двигатель содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и сопло 3, имеющие тракт охлаждения 4. К смесительной головке 2 подключены расходная магистраль окислителя 5, связанная через турбонасос окислителя 6 и магистраль 7 с баком криогенного окислителя, и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 и магистраль 10 с баком углеводородного горючего, причем магистраль 8 соединена с головкой 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос горючего 9 имеет приводную турбину 11, подключенную к газогенератору 12, вход которого через линии 13 и 14 соединен с расходными магистралями окислителя 5 и горючего 8. Двигатель снабжен также второй турбиной 15, связанной с турбонасосом окислителя 6, а газогенератор 12 снабжен рубашкой охлаждения 16, вход которой линией 17 с отсечным клапаном 18 подключен к расходной магистрали окислителя 5. Выход из второй турбины 15 через теплообменник 19, установленный на расходной магистрали окислителя 5, и сопло 20 инжектора подключен к подводящей магистрали окислителя 7 перед турбонасосом 6. Турбина 11, подключенная к газогенератору 12, имеет выхлопной патрубок 21 со вспомогательным соплом. В расходных магистралях окислителя 5 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 22 и 23, на линиях 13 и 14 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 24 и 25. The engine comprises a combustion chamber 1 with a mixing head 2 and a nozzle 3 having a cooling path 4. To the mixing head 2 are connected an oxidizer supply line 5 connected through an oxidizer 6 pump and a line 7 to a cryogenic oxidizer tank, and a fuel supply line 8 connected through a turbo pump a fuel 9 and a line 10 with a hydrocarbon fuel tank, the line 8 being connected to the head 2 through a cooling path 4. The fuel pump 9 has a drive turbine 11 connected to a gas generator 12, the input of which Without lines 13 and 14, it is connected to the supply lines of the oxidizer 5 and fuel 8. The engine is also equipped with a second turbine 15 connected to the oxidation pump 6, and the gas generator 12 is equipped with a cooling jacket 16, the input of which is connected via line 17 with the shut-off valve 18 to the supply line of the oxidizer 5 The exit from the second turbine 15 through the heat exchanger 19, mounted on the flow line of the oxidizer 5, and the nozzle 20 of the injector is connected to the supply line of the oxidizer 7 in front of the turbopump 6. The turbine 11 connected to the gas generator 12 has an exhaust the pipe 21 with an auxiliary nozzle. Shut-off valves 22 and 23 are installed in the supply lines of the oxidizer 5 and fuel 8, shut-off valves 24 and 25 are installed on the lines 13 and 14 for supplying the oxidizer and fuel to the gas generator.

При работе двигателя турбонасосами 6 и 9 производится подача криогенного окислителя и горючего по магистралям 5 и 8 в камеру сгорания 1. При этом небольшая часть окислителя и горючего по линиям 13 и 14 подводится в газогенератор 12, где сжигается при их оптимальном соотношении. Продукты газогенерации поступают на привод турбины 11, обеспечивающей работу турбонасоса горючего 9, и затем через выхлопной патрубок 21 и вспомогательное сопло выбрасываются в атмосферу. Одновременно другая часть окислителя (приблизительно 5% от общего количества) по линии 17 поступает в рубашку охлаждения 16 газогенератора 12, в которой газифицируется и подогревается за счет теплообмена с генераторным газом. В результате этого значительно снижается температура генераторного газа, поступающего в турбину 11, а подогретые пары окислителя направляются на привод турбины 15, обеспечивающей работу турбонасоса окислителя 6. Отработавшие на турбине 15 пары окислителя проходят теплообменник 19, где охлаждаются основным потоком криогенного окислителя, поступающего по расходной магистрали 5 в камеру сгорания 1. Охлажденные пары окислителя через сопло 20 инжектора, установленного в магистрали 7, подаются на вход турбонасоса окислителя 6. When the engine is operated by turbopumps 6 and 9, the cryogenic oxidizer and fuel are supplied via lines 5 and 8 to the combustion chamber 1. At the same time, a small part of the oxidizer and fuel is fed through lines 13 and 14 to the gas generator 12, where it is burned at their optimal ratio. The gas generation products enter the drive of the turbine 11, which ensures the operation of the fuel pump 9, and then through the exhaust pipe 21 and the auxiliary nozzle are released into the atmosphere. At the same time, another part of the oxidizing agent (approximately 5% of the total amount) through line 17 enters the cooling jacket 16 of the gas generator 12, in which it is gasified and heated by heat exchange with the generator gas. As a result of this, the temperature of the generator gas entering the turbine 11 is significantly reduced, and the heated oxidizer vapors are sent to the drive of the turbine 15, which ensures the operation of the oxidizer turbine pump 6. The oxidizer vapors spent on the turbine 15 pass through the heat exchanger 19, where they are cooled by the main stream of the cryogenic oxidizer supplied by the flow line 5 into the combustion chamber 1. The cooled vapor of the oxidizer through the nozzle 20 of the injector installed in the line 7 is fed to the input of the oxidizer 6 turbo pump.

Таким образом, подача криогенного окислителя в рубашку охлаждения 16 газогенератора обеспечивает эффективное снижение температуры генераторного газа, поступающего в турбину 11, и позволяет сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном соотношении компонентов. При этом часть энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, расходуется на привод турбины 11 турбонасоса горючего, а другая часть энергии топлива путем теплообмена передается криогенному компоненту, превращая его в рабочее тело турбины 15 привода турбонасоса окислителя. В результате снижаются потери на привод турбонасосов подачи окислителя и горючего и уменьшается количество сжигаемого в газогенераторе топлива, что позволяет повысить экономичность работы ЖРД. Эффективное охлаждение генераторного газа перед турбиной 11 повышает также надежность работы турбины и двигателя в целом. Поскольку сжигание топлива в газогенераторе предложенного ЖРД производится при оптимальном соотношении компонентов, ликвидируется токсичность выхода после турбины 11. Уменьшение количества сжигаемого в газогенераторе топлива и повышение полноты его сгорания позволяет обеспечить экологическую чистоту двигателя. Thus, the supply of a cryogenic oxidizing agent to the cooling jacket 16 of the gas generator provides an effective reduction in the temperature of the generator gas entering the turbine 11 and allows fuel to be burned in the gas generator at an optimal ratio of components. In this case, part of the energy of the fuel burned in the gas generator is consumed to drive the fuel turbine pump turbine 11, and the other part of the fuel energy is transferred to the cryogenic component by heat exchange, turning it into the working fluid of the oxidizer turbine pump drive turbine 15. As a result, losses on the drive of the turbocharger for the supply of oxidizer and fuel are reduced and the amount of fuel burned in the gas generator is reduced, which makes it possible to increase the efficiency of the LPRE. Efficient cooling of the generator gas in front of the turbine 11 also increases the reliability of the turbine and the engine as a whole. Since the fuel is burned in the gas generator of the proposed LRE with the optimal ratio of components, the toxicity of the output after the turbine 11 is eliminated. A decrease in the amount of fuel burned in the gas generator and an increase in its completeness of combustion allows the engine to be environmentally friendly.

Расчеты показывают, что изобретение позволяет в 2-3 раза снизить количество топлива, подаваемого на сжигание в газогенератор. В частности, использование предложенного ЖРД в разгонном блоке космического аппарата с полезным грузом 2 т позволит сэкономить 150 кг топлива, используемого для привода турбонасоса жидкого кислорода и углеводородного горючего (керосина). Одновременно с экономией топлива на 150 кг увеличивается вес полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту. Calculations show that the invention allows 2-3 times to reduce the amount of fuel supplied for combustion in the gas generator. In particular, the use of the proposed liquid propellant rocket engine in a booster block of a spacecraft with a payload of 2 tons will save 150 kg of fuel used to drive a turbo pump of liquid oxygen and hydrocarbon fuel (kerosene). At the same time as fuel economy, the weight of the payload that is launched into the target orbit by the spacecraft increases by 150 kg.

Claims

A liquid cryogenic fuel rocket engine containing a combustion chamber with a nozzle, a cryogenic oxidizer turbopump and a hydrocarbon fuel turbopump with oxidizer and fuel supply lines, a gas generator whose output is connected to a turbine inlet connected to a fuel turbopump and having an exhaust pipe, characterized in that equipped with a second turbine connected to the cryogenic oxidizer turbine pump, and the gas generator is equipped with a cooling jacket connected through an shut-off valve to the flow line ok numerator, wherein the output of the gasifier cooling jacket is connected to the inlet of the second turbine outlet through which the heat exchanger is mounted on the flow of oxidant line is connected to the flow line before cryogenic oxidizer turbo pump.