RU2116491C1

RU2116491C1 - Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine used for realization of this method

Info

Publication number: RU2116491C1
Application number: RU96106610A
Authority: RU
Inventors: Г.П. Калмыков; Л.А. Янчилин
Original assignee: Исследовательский центр им.М.В.Келдыша
Priority date: 1996-03-26
Filing date: 1996-03-26
Publication date: 1998-07-27

Abstract

FIELD: rocketry; single- stage facilities for injection of payloads into near-earth orbits. SUBSTANCE: engine includes gas generator, fuel and oxidizer turbo-pump units, chamber with regenerative cooling line and units of engine automatic control equipment. Fuel main units work continuously on methane and hydrogen. All fuel is converted into reducing generator gas whose small amount is fed to turbine and then is discharged into chamber nozzle; the remaining part is subjected to after-burning with liquid oxygen. Engine is provided with unit for successive supply of methane and hydrogen fitted before fuel pump; gas generator is located coaxially relative to chamber. Its outlet is simultaneously used as chamber inlet. EFFECT: enhanced reliability and efficiency of devices used for injection of payloads into near-earth orbit due to replacement of double-stage launch vehicle by single-stage with proposed methane-hydrogen-oxygen engine. 3 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ракетному двигателестроению и может быть использовано при создании двигателя для одноступенчатых средств выведения полезных нагрузок на околоземную орбиту. The invention relates to mechanical engineering, in particular to rocket propulsion engineering and can be used to create an engine for single-stage means of introducing payloads into Earth orbit.

Известен ЖРД РД - 701, в котором используется кислородно-керосиново-водородное топливо на первом режиме работы и кислородно-водородное на втором. Двигатель имеет две линии горючего с собственными насосами керосина и водорода соответственно, что является для двухкомпонентных ЖРД недостатком, и привод ТНА осуществляется окислительным кислородно-керосиновым генераторным газом на обоих топливах. Наиболее близким к предлагаемому ракетному двигателю по его схеме, является кислородно - водородный двигатель США J-2, состоящий из камеры, ТНА подачи окислителя ТНА подачи горючего, газогенератора, вырабатывающего восстановительный генераторный газ, агрегатов автоматики и регулирования параметров двигателя. Двигатель работает по "открытой" схеме, т. е. генераторный газ, подводимый к турбинам ТНА, после них не достигается в камере сгорания, а сбрасывается в закритическую часть сопла. Схема охлаждения регенеративная, в качестве хладоагента используется горючее. Однако, без переделки основных агрегатов двигателя (ТНА, газогенератора и камеры сгорания) и дополнения его узлом последовательного подвода метана и водорода, позволяющего в одном испытании питать насос горючего метаном, а затем водородом, невозможно обеспечить требуемых режимов его работы на кислородно-метановом и кислородно-водородном топливах. Known rocket engine RD - 701, which uses oxygen-kerosene-hydrogen fuel in the first mode of operation and oxygen-hydrogen in the second. The engine has two fuel lines with its own kerosene and hydrogen pumps, respectively, which is a drawback for two-component liquid fuel rocket engines, and the TNA is driven by oxidizing oxygen-kerosene generator gas on both fuels. The closest to the proposed rocket engine according to its scheme is the US oxygen-hydrogen engine J-2, consisting of a chamber, a TNA of an oxidizing agent, a TNA of a fuel supply, a gas generator producing regenerative generator gas, automation units and engine parameter control. The engine operates according to an “open” circuit, that is, the generator gas supplied to the turbine turbine turbines is not reached afterwards in the combustion chamber, but is discharged into the supercritical part of the nozzle. Regenerative cooling scheme, fuel is used as a refrigerant. However, without altering the main engine assemblies (TNA, gas generator and combustion chamber) and supplementing it with a sequential supply unit of methane and hydrogen, which makes it possible to power the fuel pump with methane and then hydrogen in one test, it is impossible to provide the required modes of its operation on oxygen-methane and oxygen hydrogen fuels.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, состоит в повышении надежности и эффективности средств выведения полезных нагрузок на околоземную орбиту благодаря замене двухступенчатого ракеты-носителя на одноступенчатый с предлагаемым метаново - водородно - кислородным ЖРД. The problem to which the invention is directed, is to increase the reliability and efficiency of means of introducing payloads into low Earth orbit by replacing a two-stage launch vehicle with a single-stage rocket with the proposed methane-hydrogen-oxygen rocket engine.

Поставленная задача решена с помощью того, что в способе работы ЖРД агрегаты магистрали горючего работают последовательно и непрерывно на метане и водороде, причем все горючее превращается в восстановительный генераторный газ, небольшая часть которого подается на турбины ТНА и далее сбрасывается в закритическую часть сопла, а остальная часть генераторного газа дожигается жидким кислородом. The problem is solved by the fact that in the way the LRE operates, the fuel line units operate sequentially and continuously on methane and hydrogen, and all fuel is converted into regenerative generator gas, a small part of which is fed to the turbine turbine and then dumped into the supercritical part of the nozzle, and the rest part of the generator gas is burned with liquid oxygen.

При этом двигатель дополнительно снабжен узлом последовательного подвода жидких метана и водорода, установленным перед насосом горючего, а газогенератор расположен перед камерой соосно ей, причем выход газогенератора является одновременно входом камеры. In this case, the engine is additionally equipped with a sequential supply unit for liquid methane and hydrogen, installed in front of the fuel pump, and the gas generator is located in front of the camera coaxially with the gas generator output being simultaneously the camera input.

На чертеже 1 приведена схема двигателя, последовательно работающего на кислородно - метановом и кислородно-водородном топливах. На схеме изображены узел последовательного подвода жидкого метана и жидкого водорода 1, насос горючего 2, турбина ТНА горючего 4, насос окислителя 3, турбина ТНА окислителя 5, первая (газогенератор) 6 и вторая зона камеры сгорания с регенеративным трактом охлаждения, выход которого соединен с внутренней полостью камеры, главные отсечные клапаны 8-10, перепускной клапан генераторного газа 11, коллектор сброса генераторного газа в сопло 12, регулятор расхода генераторного газа 13, регулятор соотношения компонентов топлива 14, газовод 15, штуцер отбора рабочего тела на наддув бака окислителя 16 и штуцер отбора рабочего тела на наддув бака горючего 17. Figure 1 shows a diagram of an engine sequentially running on oxygen - methane and oxygen-hydrogen fuels. The diagram shows a unit for the sequential supply of liquid methane and liquid hydrogen 1, a fuel pump 2, a turbine ТНА fuel 4, an oxidizer pump 3, a turbine ТНА oxidizer 5, the first (gas generator) 6 and the second zone of the combustion chamber with a regenerative cooling path, the output of which is connected to chamber cavity, main shut-off valves 8-10, generator gas bypass valve 11, generator gas discharge manifold into nozzle 12, generator gas flow regulator 13, fuel component ratio regulator 14, gas duct 15, fitting nipple the working fluid on the supercharging oxidizer tank 16 and the working medium outlet of the fuel tank 17 pressurization.

ЖРД работает следующим образом. Горючее, жидкий метан или жидкий водород, поступают из соответствующих баков ракеты к узлу подвода 1 и далее к насосу 2, который подает горючее в тракт охлаждения камеры 7, в котором температура горючего существенно повышается. Горючее поступает в смесительную головку первой зоны 6 камеры сгорания (газогенератор), где при небольшом добавлении кислорода превращается в восстановительный кислородно - метановый (на первом режиме работы двигателя) или восстановительный кислородно - водородный (на втором режиме) генераторный газ. Затем небольшая часть генераторного газа первой зоны камеры направляется через регулятор расхода 13 на турбину 4 насоса горючего и далее через газовод 15 на турбину 5 жидкого кислорода, после чего этот генераторный газ сбрасывается в закритическую часть сопла. Основная часть генераторного газа из первой зоны поступает в форсунки смесительной головки второй зоны 7, где дожигается жидким кислородом при оптимальном соотношении компонентов кислородно-метанового или кислородно - водородного топлив, обеспечивая тем самым устойчивую и экономичную ее работу. Окислитель, жидкий кислород из бака ракеты поступает в насос окислителя 3, затем часть кислорода через регулятор соотношения компонентов топлива 14 возвращается на вход насоса. Остальная часть делится на две неравные части: меньшая часть секундного расхода кислорода подается в первую зону камеры 6, вырабатывающую восстановительный генераторный газ, а большая часть секундного расхода кислорода подается в смесительную головку второй зоны камеры 7. Режимы работы двигателя метановый и водородный обеспечиваются при помощи комплексного воздействия агрегатов системы автоматики и регулирования параметров двигателя 8 - 11, 13, 14. LRE works as follows. Fuel, liquid methane or liquid hydrogen, comes from the respective rocket tanks to the supply unit 1 and then to the pump 2, which delivers the fuel to the cooling path of the chamber 7, in which the temperature of the fuel increases significantly. The fuel enters the mixing head of the first zone 6 of the combustion chamber (gas generator), where, with a small addition of oxygen, it turns into reducing oxygen - methane (in the first engine operation mode) or reducing oxygen - hydrogen (in the second mode) generator gas. Then, a small part of the generator gas of the first zone of the chamber is directed through the flow regulator 13 to the fuel pump turbine 4 and then through the gas duct 15 to the liquid oxygen turbine 5, after which this generator gas is discharged into the supercritical part of the nozzle. The main part of the generator gas from the first zone enters the nozzles of the mixing head of the second zone 7, where it is burned with liquid oxygen at the optimal ratio of the components of oxygen-methane or oxygen-hydrogen fuels, thereby ensuring its stable and economical operation. The oxidizing agent, liquid oxygen from the rocket tank enters the oxidizer pump 3, then part of the oxygen through the regulator of the ratio of fuel components 14 is returned to the pump inlet. The rest is divided into two unequal parts: a smaller part of the second oxygen flow is fed into the first zone of the chamber 6, which generates reducing gas, and a large part of the second oxygen flow is supplied to the mixing head of the second zone of the chamber 7. The methane and hydrogen modes of operation are ensured by means of a complex the impact of the units of the automation system and the regulation of engine parameters 8 - 11, 13, 14.

Возможность последовательной работы предлагаемого двигателя на метане и водороде достигается благодаря тому, что основные его агрегаты (ТНА горючего и окислителя, газогенератор, камера) спроектированы под кислородно-метановое топлива. Второй кислородно-водородный режим работы двигателя, примерно составляющий 40% от первого, легко обеспечивается при таком решении проблемы последовательной работы на кислородно-метановом и кислородно-водородном топливах. The possibility of sequential operation of the proposed engine on methane and hydrogen is achieved due to the fact that its main units (fuel and oxidizer TNA, gas generator, chamber) are designed for oxygen-methane fuel. The second oxygen-hydrogen mode of operation of the engine, approximately 40% of the first, is easily ensured with this solution to the problem of sequential operation on oxygen-methane and oxygen-hydrogen fuels.

Техническая возможность перевода двигателя с метана на водород проверены экспериментально на модельном двигателе тягой 20 кН, в котором смесительные головки газогенератора и камеры и тракта охлаждения камеры выполнены под кислородно-метановое топливо. При этом подтверждена его надежная и высокоэффективная работа как на метановом, так на водородном режимах. The technical feasibility of converting an engine from methane to hydrogen was tested experimentally on a model engine with a thrust of 20 kN, in which the mixing heads of the gas generator and the chamber and the chamber cooling path are made under oxygen-methane fuel. At the same time, its reliable and highly efficient operation in both methane and hydrogen modes was confirmed.

Claims

1. The method of operation of a liquid propellant rocket engine by supplying fuel and an oxidizing agent to the engine, supplying the generated generator gas to the turbines of the turbopump unit, and then dumping it into the supercritical part of the nozzle, characterized in that the operation of the fuel line units is carried out sequentially and continuously on methane and hydrogen, moreover all fuel is converted into regenerative generator gas, a small part of which is fed to the turbines of the turbopump unit, and the rest of the generator gas is burned up by liquid im oxygenated.

2. A liquid-propellant rocket engine containing a gas generator, 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 to the internal cavity of the chamber, and units of an automation system and adjusting engine parameters, characterized in that the engine is equipped with a sequential supply unit for liquid methane and hydrogen, installed in front of the fuel pump, and the gas generator is located in front of the chamber coaxially with it, and the output of the gas generator is at the same time as the camera input.