RU2273754C2

RU2273754C2 - Liquid-propellant rocket engine operating on fuel containing helium additive

Info

Publication number: RU2273754C2
Application number: RU2004106581/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Константинович Чванов (RU); Владимир Константинович Чванов; Валерий Иванович Архангельский (RU); Валерий Иванович Архангельский; Игорь Алексеевич Клепиков (RU); Игорь Алексеевич Клепиков; Леонид Евгеньевич Стернин (RU); Леонид Евгеньевич Стернин; Владимир Николаевич Хазов (RU); Владимир Николаевич Хазов; Сергей Георгиевич Коновалов (RU); Сергей Георгиевич Коновалов; Борис Иванович Каторгин (RU); Борис Иванович Каторгин
Original assignee: ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"
Priority date: 2004-03-09
Filing date: 2004-03-09
Publication date: 2006-04-10
Also published as: RU2004106581A

Abstract

FIELD: rocketry, in particular, liquid-propellant rocket engines using helium as a cooler of the engine chamber body.

SUBSTANCE: the liquid-propellant rocket engine has an engine chamber consisting of a combustion chamber and a nozzle, having regenerative-cooling ducts, turbopump assembly including centrifugal pumps of oxidizer, fuel and helium, neutral gas generator fed from the pumps of oxidizer and fuel, and the outlet of the helium pump is coupled to the regenerative cooling passage of the combustion chamber, whose outlet is coupled to the mentioned gas generator, the outlet of the gas generator is coupled to the turbine of the turbopump assembly, whose outlet is coupled to the oxidizer supply line to the combustion chamber mixing head. Besides, cooling of the chamber nozzle is effected by fuel, which, having passed through the regenerative cooling ducts, is supplied to the mixing head. The combustion chamber of the engine chamber and the gas generator operate at a stoichiometric relation of the fuel components. Introduction of the helium additive to the combustion products of the main fuel components to the neutral gas generator and further to the engine combustion chamber makes it possible to enhance the engine specific thrust pulse approximately by 20S, and, with regard to denial of screen cooling, approximately to 30S and more.

EFFECT: enhanced engine specific thrust pulse.

1 cl, 1 dwg

Description

Область техникиTechnical field

Изобретение относится к области машиностроения, конкретно к конструированию жидкостных ракетных двигателей.The invention relates to the field of engineering, specifically to the design of liquid rocket engines.

Наиболее важным показателем совершенства жидкостных ракетных двигателей является величина удельного импульса тяги, зависящая прежде всего от энергетических возможностей используемого топлива, проявляющихся, в частности, в температуре его горения. Вместе с тем известно, что удельный импульс тяги существенно зависит также от значения молекулярной массы истекающих продуктов горения.The most important indicator of the perfection of liquid-propellant rocket engines is the specific thrust impulse, which depends primarily on the energy capabilities of the fuel used, which are manifested, in particular, in the temperature of its combustion. However, it is known that the specific impulse of thrust also substantially depends on the molecular weight of the effluent combustion products.

Предшествующий уровень техники.The prior art.

В последние годы развитие кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей идет по пути использования замкнутой схемы с дожиганием турбогаза в камере двигателя (см., например, книгу: Козлов А.А. и др. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М.: Машиностроение, 1988, стр. 115-125). Здесь турбина турбонасосного агрегата, питаемая рабочим газом из газогенератора, приводит в действие насосы, которые подают компоненты топлива в газогенератор и камеру сгорания, причем рабочий газ из газогенератора после срабатывания на турбине турбонасосного агрегата подается в камеру сгорания, где происходит его дожигание. Таким образом, энергия топлива используется максимально полно. Данное решение принимаем за аналог.In recent years, the development of oxygen-kerosene liquid-propellant rocket engines has been pursuing the path of using a closed circuit with afterburning of turbogas in the engine chamber (see, for example, the book: A. Kozlov et al. Power and control systems for liquid-propellant rocket propulsion systems. M: Engineering, 1988, pp. 115-125). Here, the turbine of the turbopump assembly, fed by working gas from the gas generator, drives pumps that supply fuel components to the gas generator and the combustion chamber, and the working gas from the gas generator after operation on the turbine of the turbopump unit is supplied to the combustion chamber, where it is burned. Thus, fuel energy is used to the fullest. We take this decision as an analog.

Однако такой схеме присущи и недостатки, поскольку при использовании для привода турбины высокотемпературного окислительного газа сохраняется в нештатной ситуации потенциальная опасность возгорания проточной части турбины.However, such a scheme also has disadvantages, since when a high-temperature oxidizing gas is used to drive a turbine in an emergency, the potential danger of ignition of the turbine flow path is preserved.

Прототипом заявляемого технического решения является кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель, защищенный патентом РФ 2148181, МКИ F 02 K 9/48. Сущность этого изобретения состоит в комбинированном использовании гелия и в качестве рабочего тела нескольких последовательно установленных турбин системы подачи компонентов топлива и собственно гелия, и как рабочего тела, используемого для охлаждения камеры двигателя. При этом гелий циркулирует по замкнутому контуру, в который входят и каналы регенеративного охлаждения камеры. Благодаря высоким теплосъемным свойствам гелия удается отказаться от использования завесного охлаждения камер и за счет этого увеличить удельный импульс тяги на 10-15 с.The prototype of the claimed technical solution is an oxygen-kerosene liquid rocket engine, protected by RF patent 2148181, MKI F 02 K 9/48. The essence of this invention consists in the combined use of helium as a working fluid of several sequentially installed turbines of the fuel component supply system and the helium itself, and as a working fluid used to cool the engine chamber. In this case, helium circulates in a closed circuit, which includes channels for regenerative cooling of the chamber. Due to the high heat-removing properties of helium, it is possible to abandon the use of curtain cooling of the chambers and thereby increase the specific thrust impulse by 10-15 s.

К недостатку такого предложения следует отнести использование сложного многоступенчатого гелиевого компрессора значительной (из-за весьма малой плотности рабочего тела) мощности. Проблемой является и обеспечение герметичности замкнутого гелиевого контура, особенно по вращающемуся валу турбонасосного агрегата.The disadvantage of this proposal is the use of a complex multi-stage helium compressor of significant (due to the very low density of the working fluid) power. A problem is also ensuring the tightness of the closed helium circuit, especially along the rotating shaft of the turbopump unit.

Задачей настоящего изобретения является дальнейшее совершенствование жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы за счет реализации всех физических и термодинамических достоинств гелия, используемого в качестве топливной добавки.The objective of the present invention is to further improve the closed-circuit liquid propellant rocket engine by realizing all the physical and thermodynamic advantages of helium used as a fuel additive.

Поставленная задача достигается за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания с соплом, которые снабжены каналами регенеративного охлаждения, турбонасосную систему подачи окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя, гелиевый контур регенеративного охлаждения камеры, включающий агрегат подачи с турбинным приводом, при этом в качестве агрегата подачи рабочего тела гелиевого контура использован центробежный насос, причем указанный контур является расходным и со стороны выхода из каналов регенеративного охлаждения соединен с газогенератором нейтрального турбогаза, имеющим подвод топлива от напорных магистралей окислителя и горючего, при этом выход из газогенератора соединен со входом в турбину, а ее выход соединен с камерой сгорания двигателя. Кроме того, в гелиевый контур входят каналы регенеративного охлаждения камеры сгорания, а каналы регенеративного охлаждения сопла соединены с напорной магистралью горючего. Газогенератор нейтрального газа и камера сгорания работают при стехиометрическом соотношении расходов основных компонентов топлива.The problem is achieved due to the fact that in a liquid rocket engine containing a combustion chamber with a nozzle, which are equipped with regenerative cooling channels, a turbopump system for supplying oxidizer and fuel to the combustion chamber of the engine, a helium circuit for regenerative cooling of the chamber, including a turbine drive feed unit, in this case, a centrifugal pump is used as a supply unit for the working fluid of the helium circuit, and this circuit is a supply circuit and from the outlet of the regeneration channels the main cooling is connected to a neutral turbogas gas generator having a fuel supply from the pressure lines of the oxidizer and fuel, while the outlet of the gas generator is connected to the turbine inlet, and its outlet is connected to the engine combustion chamber. In addition, the regenerative cooling channels of the combustion chamber are included in the helium circuit, and the regenerative cooling channels of the nozzle are connected to the fuel pressure line. The neutral gas generator and the combustion chamber operate at a stoichiometric ratio of the flow rates of the main fuel components.

Технический результат предлагаемого решения заключается в увеличении удельного импульса двигателя за счет повышения значения газовой постоянной продуктов выхлопа из сопла камеры при введении гелиевой добавки, а также в повышении надежности двигателя за счет отказа от высокотемпературного окислительного турбогаза и замены сложного многоступенчатого компрессора подачи гелия на более простой центробежный насос.The technical result of the proposed solution is to increase the specific impulse of the engine by increasing the gas constant of the exhaust products from the nozzle of the chamber with the introduction of a helium additive, as well as increasing the reliability of the engine by abandoning the high-temperature oxidative turbogas and replacing the complex multi-stage helium feed compressor with a simpler centrifugal pump.

Пневмогидравлическая схема жидкостного ракетного двигателя, содержащая предлагаемое техническое решение, изображена на прилагаемом чертеже.The pneumohydraulic diagram of a liquid propellant rocket engine containing the proposed technical solution is shown in the attached drawing.

Пример реализации изобретения.An example implementation of the invention.

Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру 1 двигателя, включающую камеру сгорания 2, смесительную головку 3 и сопло 4, причем камера сгорания и сопло снабжены каналами регенеративного охлаждения 5 и 6 соответственно. Кроме того, двигатель содержит турбонасосную систему 7 подачи окислителя и горючего в камеру сгорания, газогенератор нейтрального газа 8 расходный гелиевый контур 9.A liquid-propellant rocket engine comprises an engine chamber 1 including a combustion chamber 2, a mixing head 3 and a nozzle 4, the combustion chamber and the nozzle provided with regenerative cooling channels 5 and 6, respectively. In addition, the engine contains a turbopump system 7 for feeding the oxidizing agent and fuel to the combustion chamber, a neutral gas generator 8, a helium consumable circuit 9.

Турбонасосная система 7 подачи содержит центробежный насос окислителя, имеющий первую 10 и вторую 11 ступени, центробежный насос горючего 12 и турбину 13, установленные на одном валу 14.The turbopump supply system 7 comprises a centrifugal oxidizer pump having a first 10 and a second 11 stages, a fuel centrifugal pump 12 and a turbine 13 mounted on one shaft 14.

В гелиевый контур входит центробежный насос 15, который в заявленном изобретении установлен на валу 14, магистраль 16, соединяющая выход центробежного насоса 15 с каналами регенеративного охлаждения 5 камеры сгорания 2, и магистраль 17, соединяющая указанные каналы со входом в газогенератор нейтрального газа 8.The helium circuit includes a centrifugal pump 15, which in the claimed invention is mounted on a shaft 14, a line 16 connecting the outlet of the centrifugal pump 15 to the regenerative cooling channels 5 of the combustion chamber 2, and a line 17 connecting these channels to the inlet of the neutral gas generator 8.

Подача окислителя в газогенератор 8 осуществляется с выхода второй ступени 11 насоса окислителя через магистраль 18, а горючего - центробежным насосом горючего 12 через магистраль 19.The oxidizer is supplied to the gas generator 8 from the output of the second stage 11 of the oxidizer pump through line 18, and the fuel is supplied by a centrifugal fuel pump 12 through line 19.

Подача окислителя в смесительную головку 3 камеры сгорания 2 осуществляется с выхода первой ступени 10 центробежного насоса окислителя через магистраль 20, а горючего - также центробежным насосом горючего 12 через магистраль 21, каналы регенеративного охлаждения 6 сопла 4 и магистраль 22, выход из которой соединен со смесительной головкой 3.The oxidizer is supplied to the mixing head 3 of the combustion chamber 2 from the output of the first stage 10 of the oxidizer centrifugal pump through the line 20, and the fuel is also fed by the centrifugal fuel pump 12 through the line 21, regenerative cooling channels 6 of nozzle 4 and line 22, the outlet of which is connected to the mixing head 3.

Выход газогенератора нейтрального газа 8 соединен со входом турбины 13, выход из которой через магистраль 23 соединен с магистралью 20.The output of the neutral gas generator 8 is connected to the input of the turbine 13, the output of which through the line 23 is connected to the line 20.

Работа устройстваDevice operation

Запуск жидкостного ракетного двигателя осуществляется следующим образом. После открытия соответсвующих клапанов окислитель и горючее из баков (не показано) поступает в центробежный насос горючего 12, в первую ступень 10 и вторую ступень 11 центробежного насоса окислителя. Далее окислитель и горючее с выходов указанных насосов поступают в определенной последовательности в газогенератор нейтрального газа 8 и в смесительную головку 3 камеры сгорания 2, где производится их поджиг, например, с помощью электрозапальных устройств (не показано) или за счет использования пускового горючего.Starting a liquid rocket engine is as follows. After opening the corresponding valves, the oxidizing agent and fuel from the tanks (not shown) enters the centrifugal fuel pump 12, into the first stage 10 and the second stage 11 of the centrifugal oxidizer pump. Further, the oxidizing agent and fuel from the outputs of these pumps are supplied in a certain sequence to the neutral gas generator 8 and to the mixing head 3 of the combustion chamber 2, where they are ignited, for example, by means of electric firing devices (not shown) or through the use of starting fuel.

Подача окислителя в газогенератор нейтрального газа 8 осуществляется с выхода второй ступени 11 насоса окислителя через магистраль 18, а горючего - центробежным насосом горючего 12 через магистраль 19. При этом в газогенераторе обеспечивается стехиометрическое соотношение (α=1) окислителя и горючего, необходимое снижение температуры нейтрального газа (турбогаза) до значений, допускаемых используемыми конструктивными материалами турбины 13, реализуется за счет балластировки турбогаза вводом в газогенератор 8 гелия из гелиевого контура. При этом гелий с выхода центробежного насоса 15 по магистрали 16 входит в каналы регенеративного охлаждения 5 камеры сгорания 2, а из них подогретый гелий по магистрали 17 поступает в газогенератор нейтрального газа 8.The oxidizer is supplied to the neutral gas generator 8 from the outlet of the second stage 11 of the oxidizer pump through line 18, and the fuel is supplied by the centrifugal fuel pump 12 through line 19. At the same time, the stoichiometric ratio (α = 1) of the oxidizer and fuel is provided in the gas generator, the necessary decrease in the temperature of the neutral gas (turbogas) to the values allowed by the used structural materials of the turbine 13, is realized by ballasting the turbogas by introducing helium into the gas generator 8 from the helium circuit. In this case, helium from the outlet of the centrifugal pump 15 along line 16 enters the channels of regenerative cooling 5 of combustion chamber 2, and of these, heated helium passes through line 17 to the neutral gas generator 8.

Подача окислителя в смесительную головку 3 камеры сгорания 2 осуществляется по магистрали 20 с выхода первой ступени 10 центробежного насоса окислителя. Каналы 6 регенеративного охлаждения сопла 4 охлаждаются основной долей горючего, подаваемой центробежным насосом 12 через магистраль 21 и магистраль 22 в смесительную головку 3. Образовавшийся нейтральный генераторный газ поступает на привод турбины 13 и через магистраль 23 поступает в магистраль окислителя 20, поступая, в конечном счете, в камеру сгорания 2. По мере роста оборотов турбины жидкостный ракетный двигатель выходит на основной режим работы.The supply of the oxidizer to the mixing head 3 of the combustion chamber 2 is carried out along the line 20 from the output of the first stage 10 of the centrifugal pump of the oxidizer. The channels 6 for regenerative cooling of the nozzle 4 are cooled by the main fraction of fuel supplied by the centrifugal pump 12 through the line 21 and line 22 to the mixing head 3. The resulting neutral generator gas is supplied to the turbine drive 13 and through the line 23 it enters the oxidizer line 20, ultimately arriving , into the combustion chamber 2. As the turbine rises, the liquid rocket engine enters the main mode of operation.

Введение гелиевой добавки в продукты сгорания основных компонентов топлива в газогенераторе позволило существенно увеличить значение газовой постоянной продуктов газогенерации. В результате удается значительно увеличить работоспособность турбины турбонасосного агрегата, поднять давление нагнетания и соответственно рабочее давление в камере сгорания при ее надежном охлаждении. С другой стороны, последующий ввод гелиевой составляющей в камеру позволяет реализовать в камере сгорания также стехиометрическое сжигание с повышенным значением газовой постоянной продуктов выхлопа из сопла. В итоге даже при заметно пониженной (из-за гелиевого "балласта") температуре продуктов сгорания для варианта 10% вес. добавки гелия удается увеличить удельный импульс тяги двигателя на ~20 с, а с учетом отказа от завесного охлаждения ~до 30 с и более.The introduction of a helium additive into the products of combustion of the main components of the fuel in the gas generator made it possible to significantly increase the value of the gas constant of the gas generation products. As a result, it is possible to significantly increase the operability of the turbine of the turbopump unit, to increase the discharge pressure and, accordingly, the working pressure in the combustion chamber when it is reliably cooled. On the other hand, the subsequent introduction of the helium component into the chamber allows stoichiometric combustion with an increased value of the gas constant of the exhaust products from the nozzle to be realized in the combustion chamber. As a result, even at a markedly lower (due to helium "ballast") temperature of the combustion products for the variant of 10% weight. helium additives, it is possible to increase the specific impulse of engine thrust by ~ 20 s, and taking into account the rejection of curtain cooling to ~ 30 s or more.

Промышленная применимостьIndustrial applicability

Заявленный жидкостный ракетный двигатель может найти применение в ракетной технике при использовании топлива с гелиевой добавкой.The claimed liquid rocket engine can find application in rocket technology when using fuel with helium additive.

Claims

1. A liquid propellant rocket engine containing a helium additive, including a combustion chamber with a nozzle, which is provided with regenerative cooling channels, a turbopump system for supplying oxidizer and fuel to the combustion chamber of the engine and a helium regenerative cooling chamber, including a turbine-driven feed unit, characterized in that a centrifugal pump is used as a unit for supplying the working fluid of the helium circuit, moreover, the specified circuit is consumable from the outlet of the regeneration channels The cooling unit is connected to a neutral turbogas gas generator, which has a fuel supply from the pressure lines of the oxidizer and fuel, while the outlet from the gas generator is connected to the turbine inlet, and its outlet is connected to the engine combustion chamber.

2. A liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the helium circuit includes channels for regenerative cooling of the combustion chamber, and channels for regenerative cooling of the nozzle are connected to the fuel pressure line.

3. A liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the neutral gas generator and the combustion chamber operate at a stoichiometric ratio of fuel components.

4. A liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the pumping units of the oxidizer, fuel, helium and turbine are mounted on the same shaft.