RU2382226C1

RU2382226C1 - Liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2382226C1
Application number: RU2008149578/06A
Authority: RU
Inventors: Виктор Дмитриевич Горохов (RU); Виктор Дмитриевич Горохов; Владимир Викторович Черниченко (RU); Владимир Викторович Черниченко; Владимир Григорьевич Стогней (RU); Владимир Григорьевич Стогней
Priority date: 2008-12-17
Filing date: 2008-12-17
Publication date: 2010-02-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to rocket engine production and can be used in development of generatorless liquid propellant engines running on cryogenic components, for example oxygen and hydrogen. Liquid propellant engine comprises plate nozzle, circular combustion chamber with mixing head arranged axisymmetric inside said nozzle, and fuel and oxidiser feed manifolds. Note here that said combustion chamber has shaped inner wall and is arranged along the chamber lengthwise axis. Said combustion chamber accommodates cooling cylinder with its one end face communicated with mixing head and another communicated with nozzle central part to form circular critical section together with chamber shaped inner wall. In compliance with this invention, combustion chamber inner wall consists of several parts. Note here that at least one said part is made to effect radial axisymmetric revolution around shaped central body lengthwise axis and is articulated with feed units. Blades are arranged on its outer surface for aforesaid part to rotate.

EFFECT: higher specific thrust pulse, simplified pneumohydraulic circuit and increased chamber pressure at minimum overall dimensions.

1 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.The invention relates to the field of rocket propulsion and can be used to create generatorless liquid rocket engines running on cryogenic components, such as oxygen and hydrogen.

В настоящее время одной из основных проблем при создании жидкостных ракетных двигателей является получение высокого значения удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, в частности сопла. Одним из путей, позволяющих обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, является использование вместо обычных круглых сопел Лаваля кольцевых сопел. Отличие между соплом Лаваля и кольцевым состоит в том, что кольцевое сопло имеет форму критического сечения не круглую, а кольцевую. Кольцевые сопла позволяют увеличить площадь выходного сечения сопла и разместить часть агрегатов в центральной части, что приводит к уменьшению линейных размеров двигателя.Currently, one of the main problems in creating liquid-propellant rocket engines is to obtain a high specific thrust impulse while reducing the overall dimensions of the chamber, in particular the nozzle. One of the ways to ensure a sufficiently high specific thrust impulse while reducing the overall dimensions of the chamber is to use ring nozzles instead of the usual round Laval nozzles. The difference between the Laval nozzle and the annular one is that the annular nozzle has a critical cross-sectional shape not circular, but circular. Annular nozzles allow you to increase the area of the outlet section of the nozzle and place part of the units in the Central part, which leads to a decrease in the linear dimensions of the engine.

Известна принципиальная схема кольцевой камеры жидкостного ракетного двигателя, реализующая данный принцип (А.П.Васильев и др. "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", Москва, "Высшая школа", 1967 г., рис.X. 186).A well-known circuit diagram of the annular chamber of a liquid-propellant rocket engine that implements this principle (A.P. Vasiliev and others. "Fundamentals of the theory and calculation of liquid-propellant rocket engines", Moscow, "Higher School", 1967, Fig. X. 186).

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела (М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., рис.2.32, стр.59).A liquid-propellant rocket engine is known, comprising an annular chamber with a mixing head, an external expansion disk nozzle, a profiled central body and an annular critical section, control units and power units including a turbopump unit with a turbine located in the cavity of the profiled central body (M.V.Dobrovolsky and etc. "Liquid rocket engines. Fundamentals of design", Moscow, "Higher school", 1968, Fig. 2.32, p. 59).

Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром профилированного центрального тела.The specified engine operates as follows. The fuel components are fed into the mixing head, ignited and expire through the annular critical section. In a disk-shaped nozzle of external expansion, the combustion products expand, the external boundary of expansion being determined by atmospheric pressure, and the internal boundary by the contour of the profiled central body.

Недостатками данного двигателя является сложность пневмогидравлической схемы и недостаточно высокие массогабаритные характеристики.The disadvantages of this engine is the complexity of the pneumohydraulic circuit and insufficiently high overall dimensions.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий тарельчатое сопло, кольцевую камеру со смесительной головкой, расположенную осесимметрично внутри сопла, коллекторы подвода горючего и окислителя, при этом камера сгорания выполнена с профилированной внутренней стенкой и расположена вдоль продольной оси камеры, внутри камеры сгорания установлен охлаждаемый цилиндр, один торец которого соединен со смесительной головкой, другой - с центральной частью сопла и вместе с профилированной внутренней стенкой камеры сгорания образует кольцевое критическое сечение (Патент РФ №2151318, МПК F02K - прототип).Known liquid rocket engine containing a disk nozzle, an annular chamber with a mixing head, located axisymmetrically inside the nozzle, the fuel and oxidizer supply manifolds, while the combustion chamber is made with a profiled inner wall and is located along the longitudinal axis of the chamber, a cooled cylinder is installed inside the combustion chamber, one the end face of which is connected to the mixing head, the other - with the central part of the nozzle and together with the profiled inner wall of the combustion chamber forms a ring th critical section (RF Patent №2151318, IPC F02K - prototype).

В данном двигателе компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и поступают к кольцевому критическому сечению. В критическом сечении поток продуктов сгорания разворачивается на 180° и подается к срезу тарельчатого сопла. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром камеры сгорания, которая выполнена в виде профилированного охлаждаемого цилиндра, состоящего из нескольких оболочек.In this engine, fuel components are fed into the mixing head, ignited and fed to the critical annular cross section. In a critical section, the flow of combustion products is rotated through 180 ° and fed to the cut-off of the disk nozzle. In the disk-shaped nozzle of the external expansion, the combustion products expand, the external expansion boundary being determined by atmospheric pressure, and the internal one by the contour of the combustion chamber, which is made in the form of a profiled cooled cylinder consisting of several shells.

Основными недостатками данного двигателя являются значительные диаметральные размеры и сложность пневмогидравлической схемы, связанные с тем, что для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из газогенератора. Использование газогенератора приводит к необходимости организации трубопроводов подвода компонентов топлива в газогенератор, использованию специальной ступени в турбонасосном агрегате или специальных насосов для подачи компонентов топлива с повышенным давлением в смесительную головку газогенератора, что в конечном итоге приводит к увеличению массы и ухудшению массогабаритных характеристик двигателя.The main disadvantages of this engine are the significant diametrical dimensions and the complexity of the pneumohydraulic circuit, due to the fact that a turbopump unit is used to supply fuel components to the mixing head, the turbine of which is driven by a stream of gases flowing from the gas generator. The use of a gas generator necessitates the organization of pipelines for supplying fuel components to the gas generator, the use of a special stage in a turbopump unit or special pumps for supplying fuel components with increased pressure to the mixing head of the gas generator, which ultimately leads to an increase in mass and deterioration of the overall dimensions of the engine.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание жидкостного ракетного двигателя, конструкция которого позволяет обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги, упростить пневмогидравлическую схему и реализовать значительно большее давление в камере при минимальных габаритных размерах.The objective of the invention is to eliminate these drawbacks and the creation of a liquid rocket engine, the design of which allows for a sufficiently high value of the specific impulse of thrust, to simplify the pneumohydraulic circuit and to realize a much greater pressure in the chamber with minimum overall dimensions.

Поставленная задача достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем тарельчатое сопло, кольцевую камеру сгорания со смесительной головкой, расположенную осесимметрично внутри сопла, коллекторы подвода горючего и окислителя, при этом камера сгорания выполнена с профилированной внутренней стенкой и расположена вдоль продольной оси камеры, внутри камеры сгорания установлен охлаждаемый цилиндр, один торец которого соединен со смесительной головкой, другой - с центральной частью сопла и вместе с профилированной внутренней стенкой камеры сгорания образует кольцевое критическое сечение, согласно изобретению камера сгорания выполнена состоящей из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть наружной стенки кольцевой камеры сгорания выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси камеры жидкостного ракетного двигателя и кинематически связана с агрегатами питания, а на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения.The problem is achieved in that in the proposed liquid propellant rocket engine containing a disk nozzle, an annular combustion chamber with a mixing head located axisymmetrically inside the nozzle, the fuel and oxidizer supply manifolds, the combustion chamber being made with a profiled inner wall and located along the longitudinal axis of the chamber, a cooled cylinder is installed inside the combustion chamber, one end of which is connected to the mixing head, the other to the central part of the nozzle and together with the profile the inner wall of the combustion chamber forms an annular critical section, according to the invention, the combustion chamber is made up of several parts, while at least one part of the outer wall of the annular combustion chamber is capable of radial axisymmetric rotation around the longitudinal axis of the chamber of a liquid propellant rocket engine and is kinematically connected with power units, and blades are installed on its outer surface to give it a rotational movement.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежом, на котором показан осевой разрез предложенного двигателя.The invention is illustrated in the drawing, which shows an axial section of the proposed engine.

Жидкостный ракетный двигатель 1 содержит тарельчатое сопло 2 и кольцевую камеру сгорания 3 со смесительной головкой 4, расположенную осесимметрично внутри тарельчатого сопла 2. Наружная оболочка камеры сгорания 3 выполнена состоящей из нескольких частей - неподвижной 5 и подвижной 6, с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси камеры жидкостного ракетного двигателя. На внешней поверхности подвижной части 6 установлены лопатки 7 для придания ей вращательного движения. Подвижная часть 6 наружной оболочки кинематически связана с агрегатами питания 8.A liquid-propellant rocket engine 1 comprises a disk-shaped nozzle 2 and an annular combustion chamber 3 with a mixing head 4 located axially symmetrically inside the disk-shaped nozzle 2. The outer shell of the combustion chamber 3 is made up of several parts - stationary 5 and movable 6, with the possibility of radial axisymmetric rotation around the longitudinal axis chambers of a liquid rocket engine. On the outer surface of the movable part 6 mounted blades 7 to give it a rotational movement. The movable part 6 of the outer shell is kinematically connected with power units 8.

Предложенный двигатель работает следующим образом.The proposed engine operates as follows.

Первоначальный запуск двигателя осуществляется путем подачи на лопатки 7 подвижной части 6 наружной оболочки камеры сгорания 3, играющей роль турбины турбонасосного агрегата, струи газов пирозапальника или газов из специального баллона для раскрутки турбины. Подвижная часть начинает вращаться и приводит в действие агрегаты питания 8.The initial start of the engine is carried out by applying to the blades 7 of the movable part 6 the outer shell of the combustion chamber 3, which plays the role of a turbine of a turbopump unit, a jet of pyrozapalnik gases or gases from a special cylinder for spinning the turbine. The moving part starts to rotate and drives the power units 8.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 4, воспламеняются и поступают к кольцевому критическому сечению. В критическом сечении продукты сгорания разворачиваются на 180° и поступают к срезу тарельчатого сопла. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром профилированного центрального тела, в данном случае - кольцевой камеры сгорания 3, имеющей цилиндрическую форму. Далее продукты сгорания со сверхзвуковой скоростью поступают к срезу тарельчатого сопла 2 и обтекают при этом лопатки 7, установленные на подвижной части 6 наружной оболочки камеры сгорания 3. Подвижная часть 6 начинает вращаться вокруг оси вращения и приводит во вращение агрегаты питания 8, которые подают компоненты топлива в смесительную головку 2.The components of the fuel are fed into the mixing head 4, ignited and fed to the annular critical section. In a critical section, the combustion products rotate 180 ° and enter the cut-off of the disk nozzle. In the disk-shaped nozzle of the external expansion, the combustion products expand, the external expansion boundary being determined by atmospheric pressure, and the internal by the contour of the profiled central body, in this case, the annular combustion chamber 3, which has a cylindrical shape. Further, the products of combustion with supersonic speed arrive at the cut of the disk nozzle 2 and flow around the blades 7 mounted on the movable part 6 of the outer shell of the combustion chamber 3. The movable part 6 begins to rotate around the axis of rotation and drives the power units 8, which supply fuel components into the mixing head 2.

Использование предложенного технического решения позволит упростить пневмогидравлическую схему двигателя и улучшить его массогабаритные характеристики.Using the proposed technical solution will simplify the pneumohydraulic circuit of the engine and improve its overall dimensions.

Claims

A liquid-propellant rocket engine containing a disk nozzle, an annular combustion chamber with a mixing head located axisymmetrically inside the nozzle, fuel and oxidizer supply manifolds, the combustion chamber made with a profiled inner wall and located along the longitudinal axis of the chamber, a cooled cylinder is installed inside the combustion chamber, one the end face of which is connected to the mixing head, the other - with the central part of the nozzle and together with the profiled inner wall of the combustion chamber forms a ring critical cross section, characterized in that the outer wall of the combustion chamber is made up of several parts, while at least one part of the outer wall of the combustion chamber is capable of radial axisymmetric rotation around the longitudinal axis of the chamber of a liquid propellant rocket engine and is kinematically connected to power units and blades are installed on its outer surface to give it a rotational movement.