RU2204046C2

RU2204046C2 - Liquid-propellant rocket engine with afterburning

Info

Publication number: RU2204046C2
Application number: RU2000103819/06A
Authority: RU
Inventors: Е.А. Гриценко; В.С. Анисимов; Р.В. Харламов; И.П. Косицын; В.П. Данильченко; С.В. Михайлов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова"
Priority date: 2000-02-15
Filing date: 2000-02-15
Publication date: 2003-05-10

Abstract

FIELD: rocket engines. SUBSTANCE: proposed liquid-propellant rocket engine with afterburning contains combustion chamber, oxidizing gas generator, coaxial main pumps of propellant and oxidizer of turbopump set, additional pump to deliver propellant to gas generator. Drive of additional pump includes step-up gear, ratio 1.5-2.5. Said step-up gear is mechanically connected to shaft of propellant main pump from side of propellant delivery into main pump, and inner space of step-up gear communicates with inner spaces of main pump from propellant inlet side. Invention makes it possible to create liquid-propellant rocket engine with additional propellant pump with optimum characteristics, i.e. optimum speed, efficiency and mass, which, in its turn, leads to reduction of consumed power, temperature of oxidizing gas at output to turbine and mass of entire turbopump set. EFFECT: improved operation, reduced power consumption. 1 dwg

Description

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа, а более конкретно к двигателям с окислительным двухкомпонентным газогенератором, с дополнительным насосом в линии питания горючим газогенератора. The invention relates to the field of liquid rocket engines (LRE) with afterburning of the generator gas, and more particularly to engines with an oxidizing two-component gas generator, with an additional pump in the fuel supply line of the gas generator.

Известны ЖРД с дожиганием генераторного газа с однороторным турбонасосным агрегатом (ТНА), у которого турбина и насосы окислителя и горючего расположены на одной оси и питание горючим газогенератора и камеры сгорания осуществлено с отбором от одного насоса горючего (см. описание к авторскому свидетельству СССР 1774046 А1, МПК 7 F 02 K 9/48, 1992). Known liquid propellant rocket engines with afterburning of a generator gas with a single-rotor turbopump assembly (TNA), in which the turbine and oxidizer and fuel pumps are located on the same axis and are supplied with fuel by a gas generator and a combustion chamber, are selected from a single fuel pump (see description to USSR copyright certificate 1774046 A1 IPC 7 F 02 K 9/48, 1992).

Поскольку подача горючего в таких ЖРД производится от одного насоса с одним давлением, а на газогенератор требуется большее давление, чем на камеру сгорания, на величину перепада давления основной турбины, то насос горючего получается переразмеренным как по массе, так и по габаритам. Since the fuel is supplied to such LRE from one pump with one pressure, and the gas generator requires more pressure than the combustion chamber, by the pressure drop of the main turbine, the fuel pump is oversized both in weight and in dimensions.

Указанный недостаток частично устранен в ЖРД с дожиганием с основным и дополнительным насосом горючего, выбранным в качестве ближайшего аналога. The specified drawback is partially eliminated in the LRE with afterburning with the main and additional fuel pump, selected as the closest analogue.

Известный ЖРД с дожиганием (см. книгу Гахуна Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, Москва, Машиностроение, 1989, стр. 92, рис.5.6) имеет дополнительный насос горючего для питания газогенератора, установленный на общей оси турбонасосного агрегата с забором горючего на вход дополнительного насоса с выхода основного насоса горючего. Такое расположение позволяет увеличить давление горючего до необходимого уровня для питания газогенератора лишь части горючего и уменьшить тем самым общую мощность, затрачиваемую на подачу горючего в камеру сгорания и газогенератор. The well-known rocket engine with afterburning (see the book by Gakhun GG et al. Design and Design of Liquid Rocket Engines, Moscow, Mechanical Engineering, 1989, p. 92, Fig.5.6) has an additional fuel pump for powering the gas generator installed on the common axis of the turbopump unit with a fuel intake to the input of the additional pump from the output of the main fuel pump. This arrangement allows you to increase the fuel pressure to the required level to power the gas generator only part of the fuel and thereby reduce the total power spent on supplying fuel to the combustion chamber and gas generator.

Тем не менее, обороты ротора дополнительного насоса горючего в известном ЖРД определяются кавитационными свойствами основных насосов горючего и окислителя и соответственно кпд такого насоса из-за низкой его быстроходности не является достаточно высоким (15-20%), а масса оптимальной. Nevertheless, the rotor speeds of the additional fuel pump in the known LRE are determined by the cavitation properties of the main fuel and oxidizer pumps and, accordingly, the efficiency of such a pump is not high enough (15-20%) due to its low speed, and the mass is optimal.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в создании ЖРД с дополнительным насосом горючего при его оптимальных основных характеристиках, то есть, при его оптимальной быстроходности, кпд и массе, что, в свою очередь, приводит к снижению потребной мощности, температуры окислительного газа на входе в турбину и массы всего ТНА. The problem to which the claimed invention is directed, is to create a rocket engine with an additional fuel pump with its optimal basic characteristics, that is, with its optimal speed, efficiency and weight, which, in turn, leads to a decrease in the required power, temperature of the oxidizing gas at the entrance to the turbine and the mass of the entire TNA.

Поставленная задача решается тем, что в ЖРД с дожиганием, содержащем камеру сгорания, окислительный газогенератор, соосные основные насосы горючего и окислителя турбонасосного агрегата и дополнительный насос подачи горючего в газогенератор, привод дополнительного насоса осуществлен через мультипликатор с передаточным отношением 1,5...2,5, механически подключенный к валу основного насоса горючего со стороны подвода горючего в основной насос и внутренняя полость мультипликатора сообщена с внутренними полостями основного насоса со стороны входа горючего. The problem is solved in that in a LRE with afterburning containing a combustion chamber, an oxidizing gas generator, coaxial main fuel pumps and an oxidizer of a turbopump unit and an additional fuel feed pump to the gas generator, the additional pump was driven through a multiplier with a gear ratio of 1.5 ... 2 , 5, mechanically connected to the shaft of the main fuel pump from the side of the fuel supply to the main pump and the internal cavity of the multiplier is in communication with the internal cavities of the main pump from s fuel input.

Привод дополнительного насоса через мультипликатор с передаточным отношением 1,5...2,5 от вала основного горючего позволяет выйти на такую частоту вращения, которая обеспечивает получение оптимальных характеристик ступени по кпд (50-60%) и массе при соответствующем снижении потребной мощности на ее привод, одновременно достигается понижение температуры окислительного газа на входе в турбину и массы всего ТНА. Размещение мультипликатора со стороны подвода горючего позволяет выполнить стенки корпуса мультипликатора с минимальными толщинами, поскольку внутренняя полость мультипликатора конструктивно сообщается с полостью низкого давления основного насоса горючего. The drive of the additional pump through a multiplier with a gear ratio of 1.5 ... 2.5 from the main fuel shaft allows you to reach a speed that ensures optimal stage performance in terms of efficiency (50-60%) and weight with a corresponding reduction in power requirement by its drive, at the same time, a decrease in the temperature of the oxidizing gas at the inlet of the turbine and the mass of the entire TNA are achieved. Placing the multiplier on the fuel supply side allows the walls of the multiplier housing to be made with minimal thicknesses, since the inner cavity of the multiplier is structurally connected with the low pressure cavity of the main fuel pump.

Сущность изобретения поясняется чертежом. The invention is illustrated in the drawing.

ЖРД с дожиганием генераторного газа содержит камеру сгорания 1, подключенную, соответственно, по линиям питания горючим и окислительным газом к турбонасосному агрегату 2 и к газогенератору 3. ТНА выполнен однороторным. Конструктивно ТНА состоит из двух основных составных частей: турбины 4 с насосом окислителя 5 и основного насоса горючего 6 с пусковой пиротурбиной 7. Каждая часть содержит свой вал, а именно вал насоса окислителя 8 и вал основного насоса горючего 9, соединенные рессорой 10. Валы установлены на подшипниках (не показаны). Со стороны подвода горючего 11 к валу 9 основного насоса горючего через шестеренчатый мультипликатор 12 механически подключен дополнительный насос горючего 13. Гидравлически же вход 14 дополнительного насоса подключен к выходу 15 основного насоса горючего, а выход его через линию питания горючим 16, регулятор тяги 17 и отсечной клапан 18 подключен к двухкомпонентному газогенератору 3. Кроме того, выход 15 подключен через регулятор соотношения компонентов 19 и клапан 20 с трактом охлаждения 4 камеры сгорания 1. Внутренняя полость корпуса 21 мультипликатора с размещенными в ней шестеренками гидравлически подключена ко входу основного насоса горючего 6. Выход насоса окислителя через клапан 22 подключен к газогенератору 3 по линии 23, а выхлод из газогенератора - к головке камеры сгорания 1 по линии 24. The LRE with afterburning of the generator gas contains a combustion chamber 1, connected, respectively, through the supply lines of fuel and oxidizing gas to the turbopump unit 2 and to the gas generator 3. The TNA is single rotor. Structurally, the TNA consists of two main components: a turbine 4 with an oxidizer pump 5 and a main fuel pump 6 with a starting pyroturbine 7. Each part contains its own shaft, namely, the oxidizer pump shaft 8 and the shaft of the main fuel pump 9, connected by a spring 10. The shafts are installed on bearings (not shown). On the supply side of the fuel 11 to the shaft 9 of the main fuel pump through the gear multiplier 12, an additional fuel pump 13 is mechanically connected. Hydraulically, the input 14 of the additional pump is connected to the output 15 of the main fuel pump, and its output through the fuel supply line 16, traction control 17 and shut-off valve 18 is connected to a two-component gas generator 3. In addition, output 15 is connected through a component ratio regulator 19 and valve 20 with a cooling path 4 of the combustion chamber 1. The internal cavity of the housing 21 is multiplicative The atomizer with gears located in it is hydraulically connected to the input of the main fuel pump 6. The oxidizer pump output through valve 22 is connected to the gas generator 3 via line 23, and the outlet from the gas generator to the head of combustion chamber 1 via line 24.

В процессе работы ЖРД и при его запуске весь расход окислителя подается из насоса по линии 23 на окислительный газогенератор 3. Одновременно горючее подается с выхода 15 из основного насоса горючего 6 на камеру сгорания 1 и на вход 14 дополнительного насоса 13. Получив в нем дополнительный напор на больших оборотах с большим кпд, горючее по линии 16 попадает на сгорание в газогенератор 3. Вращение ротора дополнительного насоса 13 с частотой большей, чем вращение ротора насоса 6, происходит за счет передаточного отношения мультипликатора порядка 1,5...2,5, что позволяет получить кпд дополнительного насоса 50-60%. Учитывая то, что внутренняя полость мультипликатора сообщена с внутренними полостями основного насоса горючего со стороны входа, то есть с полостями малого давления, то при работе внутри корпуса мультипликатора также устанавливается давление незначительного порядка, что позволяет выполнить этот корпус с минимальным весом. In the process of operation of the liquid propellant rocket engine and when it starts, the entire oxidizer flow rate is supplied from the pump via line 23 to the oxidizing gas generator 3. At the same time, fuel is supplied from output 15 from the main fuel pump 6 to combustion chamber 1 and to input 14 of additional pump 13. Having received additional pressure at high speeds with high efficiency, the fuel through line 16 is burned into the gas generator 3. The rotation of the rotor of the additional pump 13 with a frequency greater than the rotation of the rotor of the pump 6 is due to the gear ratio of the multiplier of the order of 1.5 .. .2.5, which allows to obtain the efficiency of the additional pump 50-60%. Considering the fact that the internal cavity of the multiplier is in communication with the internal cavities of the main fuel pump from the inlet side, i.e., with small pressure cavities, when working inside the multiplier housing, pressure of insignificant order is also established, which allows this housing to be made with a minimum weight.

Увеличение кпд дополнительного насоса приводит к снижению потребной мощности на его привод, температуры окислительного газа на входе в основную турбину и, как следствие, к снижению общей массы ТНА. An increase in the efficiency of the additional pump leads to a decrease in the required power for its drive, the temperature of the oxidizing gas at the inlet to the main turbine, and, as a result, to a decrease in the total mass of the heat pump.

Данное изобретение может быть использовано и в ЖРД с восстановительным газогенератором (подобный ЖРД описан, например, в патенте России 2099569, МПК7 F 02 K 9/48, 1997), но в этом случае мультипликатор следует установить на насосе окислителя для дополнительного насоса окислителя. This invention can also be used in LRE with a reducing gas generator (a similar LRE is described, for example, in Russian patent 2099569, IPC 7 F 02 K 9/48, 1997), but in this case the multiplier should be installed on the oxidizer pump for an additional oxidizer pump.

Claims

A liquid afterburning rocket engine containing a combustion chamber, an oxidizing gas generator, coaxial main fuel pumps and a turbopump oxidizer, an additional fuel feed pump to the gas generator, characterized in that the auxiliary pump is driven through a multiplier with a gear ratio of 1.5. . . 2.5, mechanically connected to the shaft of the main fuel pump from the side of supplying fuel to the main pump, and the internal cavity of the multiplier is in communication with the internal cavities of the main pump from the side of the fuel inlet.