RU2115009C1

RU2115009C1 - Multiple-action oxygen-hydrogen propulsion system

Info

Publication number: RU2115009C1
Application number: RU95111142A
Authority: RU
Inventors: А.А. Козлов; Г.П. Акопова; В.С. Игнатьев
Original assignee: Московский государственный авиационный институт (технический университет)
Priority date: 1995-06-28
Filing date: 1995-06-28
Publication date: 1998-07-10
Also published as: RU95111142A

Abstract

FIELD: aircraft propellers; acceleration units. SUBSTANCE: pneumohydraulic circuit of oxygen-hydrogen propulsion system has receivers- gas generators 15, 14 for gasification of liquid fuel components used in liquid propellant rocket thruster 16. System has two-shaft turbopump set with turbines 2, 3 arranged in tandem. To ignite liquid fuels in chamber of cruise engine 12, hydrodynamic ignition sources are installed in receivers-gas generators and in liquid propellant rocket thruster. System provides periodical operation of reactive control system and multiple cutting in of cruise liquid propellant rocket engine. EFFECT: improved environmental protection, increased efficiency and enhanced reliability of operation. 2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов и предназначено для разгонных блоков, имеющих повышенную надежность и высокие энергетические и экологические характеристики. The invention relates to aircraft engines and is intended for booster blocks having increased reliability and high energy and environmental characteristics.

Известна кислородно-водородная двигательная установка, содержащая камеру с трубчатым охлаждающим трактом и турбонасосным агрегатом (ТНА), в состав которого входят насосы окислителя и горючего и осевая двухступенчатая турбина, рабочим телом которой является газифицированный в охлаждающем тракте камеры водород [1]. Known oxygen-hydrogen propulsion system containing a chamber with a tubular cooling path and a turbopump unit (TNA), which includes oxidizer and fuel pumps and an axial two-stage turbine, the working fluid of which is hydrogen gasified in the cooling path of the chamber hydrogen [1].

Известна кислородно-водородная двигательная установка с турбиной, работающей на газифицированном водороде, где в камеру вмонтирован цилиндрический теплообменник-подогреватель [2]. Known oxygen-hydrogen propulsion system with a turbine running on gasified hydrogen, where a cylindrical heat exchanger-heater is mounted in the chamber [2].

Недостатком известных ДУ является ограниченное давление в камере и, следовательно, ограниченный удельный импульс, наличие автономной реактивной системы управления (РСУ), исполнительные органы которой - жидкостные реактивные двигатели малой тяги (ЖРД МТ) работают на токсичных топливных компонентах, что не позволяет считать всю двигательную установку экологически чистой. A disadvantage of the known control devices is the limited pressure in the chamber and, consequently, the limited specific impulse, the presence of an autonomous reactive control system (DCS), the executive bodies of which are liquid propellant small thrust engines (LRE MT) that operate on toxic fuel components, which does not allow the entire engine installation environmentally friendly.

Целью изобретения является повышение надежности и энергетических характеристик ДУ с одновременным обеспечением ее экологической чистоты. The aim of the invention is to increase the reliability and energy characteristics of the remote control while ensuring its environmental cleanliness.

Указанная цель достигается тем, что представленная кислородно-водородная двигательная установка многократного включения, содержащая объединенный бак окислителя и горючего, турбонасосный агрегат с последовательным расположением турбин насосных агрегатов окислителя и горючего, исполнительные органы систем регулирования кажущейся скорости летательного аппарата и регулирования соотношения компонентов, жидкостные ракетные двигатели малой тяги реактивной системы управления летательным аппаратом, снабжена ресиверами-газогенераторами окислительного и восстановительного газов, установленными между дополнительными насосными агрегатами и камерами двигателей малой тяги, дополнительными насосами окислителя и горючего с электроприводами, размещенными на выходе из бака, теплообменником на смесительной головке внутри камеры маршевого двигателя, при этом турбонасосный агрегат системы питания камеры маршевого двигателя выполнен двухвальным. This goal is achieved by the fact that the presented oxygen-hydrogen multiple-engagement propulsion system containing a combined oxidizer and fuel tank, a turbopump unit with a sequential arrangement of oxidizer and fuel pumping unit turbines, executive bodies of the aircraft's apparent speed and component ratio control systems, liquid-propellant rocket engines low thrust reactive aircraft control system, equipped with receiver-gas generator and oxidizing and reducing gases installed between additional pumping units and chambers of low-thrust engines, additional oxidizer and fuel pumps with electric drives located at the outlet of the tank, a heat exchanger on the mixing head inside the sustainer engine chamber, while the turbopump assembly of the sustainer chamber power supply system is made two-shaft.

На чертеже представлена ПГС ДУ многократного включения. ПГС ДУ состоит из объединенного бака 1 окислителя (О) и горючего (Г), турбонасосного агрегата, состоящего из турбины (О) 2 и турбины (Г) 3, расположенных последовательно на раздельных валах, и насосных агрегатов (О) 4 и (Г) 5, исполнительных органов систем регулирования кажущейся скорости ЛА 7 и соотношения компонентов 6, дополнительных насосов (О) 8 и (Г) 9 с электроприводами 10 и 11, установленных на выходе из бака 1. На смесительной головке внутри камеры 12 маршевого двигателя расположен теплообменник 13. The drawing shows the ASG remote control multiple activation. ПГС ДУ consists of a combined oxidizer tank 1 (О) and fuel (Г), a turbopump unit consisting of a turbine (О) 2 and a turbine (Г) 3 located in series on separate shafts, and pump units (О) 4 and (Г) ) 5, executive bodies of the systems for controlling the apparent speed of LA 7 and the ratio of components 6, additional pumps (О) 8 and (Г) 9 with electric drives 10 and 11 installed at the outlet of tank 1. On the mixing head inside the chamber 12 of the main engine there is a heat exchanger thirteen.

Реактивная система управления (РСУ) связана с ПГС системы питания камеры маршевого двигателя через ресиверы-газогенераторы (О) 14 и (Г) 15, размещенные между дополнительными насосами 9, 10 и исполнительными органами РСУ ЖРД малой тяги 16. A reactive control system (DCS) is connected to the ASG of the power system for the mid-flight engine chamber through the receiver-gas generators (О) 14 and (Г) 15 located between the additional pumps 9, 10 and the executive bodies of the low-thrust rocket engine 16.

В отсеке бака 1 с жидким водородом установлен блок шарбаллонов 17 с газообразным гелием (He). In the compartment of the tank 1 with liquid hydrogen, a block of charballs 17 with gaseous helium (He) is installed.

В камере маршевого двигателя 12, в ресиверах-газогенераторах (РГО и РГГ) установлены газодинамические источники воспламенения (на чертеже не показаны). In the chamber of the marching engine 12, in the receiver-gas generators (RGO and RGG) installed gas-dynamic ignition sources (not shown).

ПГС работает следующим образом. При запуске РСУ производится продувка полостей окислителя РГО 14 и полостей горючего РГГ 15, раскрутка дополнительных насосов 8 и 9 и подача гелия, кислорода и водорода в газодинамические воспламенители (ГИВ) РГО 14 и РГГ 15, которые срабатывают, а окислитель и горючее от дополнительных насосов 8 и 9 поступают в РГО и РГГ и воспламеняются от уже работающих ГИВ. Давление в ресиверах повышается, и при давлении приблизительно 1,5 МПа окислительный и восстановительный газы заполняют магистрали ЖРД МТ 16 РСУ. При предельном давлении 22 МПа доступ гелия, окислителя и горючего в РГО 14, РГГ 15 и ГИВ прекращается. ASG works as follows. When starting the DCS, the cavities of the RGO 14 oxidizer and the cavities of the RGG 15 fuel are purged, the additional pumps 8 and 9 are unwound and helium, oxygen and hydrogen are fed into the gas dynamic ignitors (GIV) of the RGO 14 and RGG 15, which fire, and the oxidizer and fuel from the additional pumps 8 and 9 enter the RGO and RGG and are ignited by the already existing GIV. The pressure in the receivers rises, and at a pressure of about 1.5 MPa, the oxidizing and reducing gases fill the MT 16 manifolds of the DCS. At a maximum pressure of 22 MPa, the access of helium, oxidizer, and fuel to RGO 14, RGG 15, and GIV stops.

Для запуска маршевого двигателя открывается доступ окислителя и горючего после дополнительных насосов 8 и 9 в систему питания камеры 12 для захолаживания магистралей, при этом жидкий водород через насос 5, рубашку охлаждения камеры 12, центральный блок форсунок смесительной головки поступает в камеру. Окислитель через насос заполняет магистраль окислителя до входа в смесительную головку камеры. При этом через форсунки окислителя смесительной головки идет интенсивная продувка гелием. После подачи гелия, водорода и кислорода к воспламенительным устройствам камеры 12 и их срабатывания и одновременной подаче малым расходом окислителя в камеру через центральный блок форсунок смесительной головки камера выходит на режим, соответствующий 0,05 Рк_N. При этом обеспечивается наддув отсека бака горючего водородом, а отсека окислителя - гелием. Таким образом, маршевая камера готова к выходу на основной режим.To start the main engine, the oxidant and fuel are opened after additional pumps 8 and 9 into the power supply system of the chamber 12 for cooling the mains, while liquid hydrogen through the pump 5, the cooling jacket of the chamber 12, the central nozzle unit of the mixing head enters the chamber. The oxidizer through the pump fills the oxidizer line before entering the mixing head of the chamber. At the same time, intensive helium purging is carried out through the oxidizer nozzles of the mixing head. After the helium, hydrogen and oxygen are supplied to the ignition devices of the chamber 12 and their operation is activated and the oxidizer is simultaneously supplied with a low flow rate into the chamber through the central unit of the nozzles of the mixing head, the chamber enters a mode corresponding to 0.05 Pk _N. This ensures that the compartment of the fuel tank is pressurized with hydrogen, and the compartment of the oxidizer is helium. Thus, the marching camera is ready to enter the main mode.

Снимается напряжение с электроприводов 10, 11 дополнительных насосов 8 и 9 и открывается доступ Г и O в магистрали питания камеры маршевого двигателя. Газифицированный водород из охлаждающего тракта через теплообменник 13 поступает в турбину 3 насоса 5, затем в турбину 2 насоса окислителя 4 и по газоводу через смесительную головку - в камеру маршевого двигателя. Окислитель после насосного агрегата окислителя 4 поступает в камеру 12 маршевого двигателя. Давление за насосными агрегатами 4 и 5 и в камере 12 увеличивается и при достижении определенного давления за насосом 5 в работу включаются регуляторы 7 и 6, обеспечивающие требуемый режим работы двигательной установки, и маршевый двигатель выходит на номинальный режим. The voltage is removed from the electric drives 10, 11 of the additional pumps 8 and 9 and the access G and O is opened in the power line of the main engine chamber. Gasified hydrogen from the cooling path through the heat exchanger 13 enters the turbine 3 of the pump 5, then to the turbine 2 of the oxidizer pump 4 and through the gas duct through the mixing head to the main engine chamber. The oxidizing agent after the pumping unit of the oxidizing agent 4 enters the chamber 12 of the main engine. The pressure behind the pump units 4 and 5 and in the chamber 12 increases and when a certain pressure is reached behind the pump 5, the regulators 7 and 6 are turned on, providing the required operating mode of the propulsion system, and the main engine comes to the nominal mode.

Предлагаемая схема ПГС позволяет:
1. Разместить в корпусе основного ТНА последовательно турбины насоса окислителя и насоса горючего, обеспечить различную частоту вращения роторов насосов без шестеренного редуктора, тем самым уменьшить массу и повысить надежность.The proposed ASG scheme allows:
1. Place turbines of the oxidizer pump and the fuel pump in series in the body of the main TNA, sequentially provide different rotational speeds of the pump rotors without a gear reducer, thereby reducing weight and increasing reliability.

2. Использовать для привода турбин газифицированный водород и исключить возможность конденсации паров воды в уплотнителях роторов ТНА. 2. Use gasified hydrogen to drive the turbines and eliminate the possibility of condensation of water vapor in the TNA rotor seals.

3. Обеспечить надежное функционирование РСУ за счет рабочих тел, поступающих из ресиверов-газогенераторов. 3. To ensure reliable functioning of the DCS due to the working fluid coming from the receiver-gas generators.

4. Значительно упростить ПГС двигательной установки за счет использования электроприводов дополнительных насосов, обеспечить надежное захолаживание системы питания камеры маршевого двигателя, создавая при этом тягу приблизительно 0,05 Рк_N при высоком удельном импульсе.4. To significantly simplify the ASG of the propulsion system through the use of electric drives of additional pumps, to ensure reliable cooling of the power system of the main engine chamber, while creating a thrust of approximately 0.05 Pk _N at a high specific impulse.

5. Использовать газодинамические источники воспламенения, что уменьшает потребление электроэнергии, придает конструкции компактность, обеспечивает периодическую работу РСУ и многократное функционирование камеры маршевого двигателя. 5. Use gas-dynamic ignition sources, which reduces power consumption, makes the structure compact, provides periodic DCS operation and multiple operation of the main engine chamber.

Claims

1. An oxygen-hydrogen multiple-engagement propulsion system comprising a turbopump assembly including oxidizer and fuel pump assemblies with successively arranged turbines, executive components of the component ratio control system, a heat exchanger mounted on a mixing head inside the sustainer engine chamber, characterized in that the installation comprises a combined oxidizer and fuel tank, executive bodies of the system for controlling the apparent speed of the aircraft, liquid small thrust rocket engines of the jet control system of the aircraft, and it is equipped with additional oxidizer and fuel pumps with electric drives located at the outlet of the tank, receiver-gas generator of oxidizing and reducing gases, installed between additional pumps and chambers of small thrust engines, while the turbopump The power system of the marching chamber is made of a two-shaft.

2. Installation according to claim 1, characterized in that gas-dynamic igniters are installed in the receiver-gas generators of the oxidizer and fuel and in the chamber of the main engine.