RU2383766C1

RU2383766C1 - Turbopump unit for three-component liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2383766C1
Application number: RU2008149023/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2008-12-11
Filing date: 2008-12-11
Publication date: 2010-03-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to rocketry, particularly to liquid propellant rocket engines running on three components, i.e. cryogenic oxidiser, hydrocarbon fuel and cryogenic fuel (fluid hydrogen). Turbopump unit (TPU) intended for three-component liquid propellant rocket engine comprises turbine, gas generator, oxidiser pump, first fuel pump and extra pump of first fuel. In differs from know designs in that it incorporates second fuel pump and extra pump of second fuel mounted between oxidiser and first fuel pumps.

EFFECT: higher reliability thanks to TPU shaft stress relief.

2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на трех компонентах, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.The invention relates to rocket technology, specifically to liquid propellant rocket engines operating on three components, mainly on a cryogenic oxidizer, hydrocarbon fuel and liquid hydrogen.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения и турбонасосный агрегат - ТНА. ТНА содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use as part of space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of spacecraft, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path and a turbopump assembly - TNA. TNA contains pumps for the supply of components - fuel and oxidizer with a turbine on the same shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The exit from the condenser through the coolant is connected to the inlet to the pump of one of the components. The output from the pump of the same component is communicated with the condenser inlet through the refrigerant line. The second input of the condenser is in communication with the output of the turbine. The output of the pump of the other component is communicated with the entrance to the combustion chamber.

Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The disadvantage of engine TNA is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Насосы и турбины скомпонованы в два ТНА: основной и бустерный. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата, насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.A known method of operation of the liquid propellant rocket engine and a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, and then discharge it into the nozzle head of the combustion chamber. Part of the flow rate of one of the fuel components is directed to the combustion chamber, and the remaining part is gasified and directed to turbines of turbopump units. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture. A liquid propellant rocket engine comprises a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel component supply pumps, and a turbine. Pumps and turbines are arranged in two TNAs: main and booster. The engine contains installed in series in front of the feed pump of one of the fuel components of the main turbopump assembly, a booster turbopump pump and a mixer. The pump outlet of the main turbopump assembly is connected both to the nozzle head of the combustion chamber and to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The regenerative cooling circuit, in turn, is connected with the turbines of the main and booster turbopump units, the outputs of which are connected to the mixer.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7 F02K 9/48, publ. 09/27/2002 This LPRE includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is not acceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.

Известен ТНА жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г (прототип), который содержит газогенератор, насос окислителя и насос горючего Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего (дополнительного насоса горючего) соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.Known TNA liquid propellant rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. 09/10/2003 g (prototype), which contains a gas generator, an oxidizer pump and a fuel pump. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump (additional fuel pump) is connected to an electric flow regulator. Another input of the regulator is connected to the starting tank with standard fuel. The output from the regulator is connected to a gas generator. The outlet of the gas generator is connected to the inlet of the turbine pump unit, the outlet of which is connected to the mixing head. The flow regulator is equipped with a hydraulic actuator of the preliminary stage, which is connected through the cavitating nozzle and hydraulic relay to the starting tank with standard fuel. The hydraulic relay is connected to the second stage of the fuel pump. The throttle installed at the output of the first stage of the fuel pump is made in conjunction with a controlled valve of the preliminary stage.

Недостатком такой схемы является низкая надежность уплотнения между основным и дополнительным насосами горючего из-за действия на них большого перепада давления: 300…400 кгс/см² для современных ЖРД.The disadvantage of this scheme is the low reliability of the seal between the primary and secondary fuel pumps due to the effect of a large pressure drop on them: 300 ... 400 kgf / cm ² for modern rocket engines.

Задачи создания изобретения: повышение надежности ТНА за счет ускорения его захолаживания вторым горючим (жидким водородом) и разгрузки осевых сил на валу ТНА.Objectives of the invention: improving the reliability of the TNA by accelerating its cooling by the second combustible (liquid hydrogen) and unloading the axial forces on the shaft of the TNA.

Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что турбонасосный агрегат трехкомпонентного ракетного двигателя, содержащий выполненные в виде единого агрегата турбину, газогенератор, насос окислителя, насос первого горючего и дополнительный насос первого горючего, отличается тем, что между насосом окислителя и насосом первого горючего установлены насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего. Газогенератор установлен под турбиной.The solution to this problem was achieved due to the fact that the turbopump unit of a three-component rocket engine containing a turbine, a gas generator, an oxidizer pump, a first fuel pump and an additional first fuel pump made as a single unit is characterized in that a pump is installed between the oxidizer pump and the first fuel pump a second fuel and an additional second fuel pump. The gas generator is installed under the turbine.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижением нового эффекта: повышением надежности ТНА за счет уменьшения времени его захолаживания вторым горючим и уменьшения осевых сил, действующих на вал ТНА.Patent studies have shown that the proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability. The novelty is confirmed by patent research, the inventive step is achieved by a new effect: increasing the reliability of the TNA by reducing the time of cooling it with the second fuel and reducing the axial forces acting on the shaft of the TNA.

Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.Industrial applicability is due to the fact that all the elements included in the TNA layout are known from the prior art and are widely used in engine building.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг.1 приведена схема ТНА, figure 1 shows a diagram of the TNA,

на фиг.2 - схема разгрузки осевых сил. figure 2 is a diagram of the unloading of axial forces.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя ТНА содержит выхлопной коллектор 1, рабочее колесо турбины 2, сопловой аппарат турбины 3. Рабочее колесо турбины 2 установлено на валу 4. Под сопловым аппаратом турбины концентрично валу 4 установлен газогенератор 5 с форсунками окислителя 6 и горючего 7. Концентрично валу 4 внутри газогенератора 5 установлен дефлектор 8 для защиты вала 4 от высокотемпературного потока. К форсункам 6 и 7 подведены соответственно трубопроводы окислителя 9 и горючего 10. ТНА имеет установленный под газогенератором 5 насос окислителя 11 с крыльчаткой насоса окислителя 12. Для ускорения захолаживания ниже насоса окислителя (жидкого кислорода) установлены насос второго горючего 13 с крыльчаткой насоса второго горючего 14, дополнительный насос второго горючего 15 с крыльчаткой дополнительного насоса второго горючего 16. Еще ниже установлен насос первого горючего 17 с крыльчаткой насоса первого горючего 18 и дополнительный насос первого горючего 19 с крыльчаткой дополнительного насоса первого горючего 20. Все детали ротора ТНА размещены внутри корпуса 21 и установлены на радиальных подшипниках 22 и упорном подшипнике 23, воспринимающем осевую нагрузку. Осевая нагрузка, создаваемая всеми насосами 17, 19, 11 13 и 15, равна по величине и противоположна по направлению осевой силе, создаваемой турбиной 3 (фиг.2 обозначение «Т»). Дополнительные насосы второго и первого горючего 15 и 19 соединены гидравлическими каналами 24 и 25 соответственно с насосами первого горючего 13 и второго горючего 17. К трубопроводу горючего 10 подсоединены трубопровод 26, содержащий клапан 27, и трубопровод 28, содержащий клапан 29. В трубопроводе горючего 10 установлен регулятор расхода 30 с приводом 31. К выхлопному коллектору 1 подсоединены газоводы 32, предназначенные для подачи генераторного газа в камеры сгорания (камеры сгорания на фиг.1 и 2 не показаны).The turbopump unit of a TNA liquid-propellant rocket engine contains an exhaust manifold 1, an impeller of a turbine 2, a nozzle apparatus of a turbine 3. An impeller of a turbine 2 is mounted on the shaft 4. Under the nozzle apparatus of the turbine, a gas generator 5 is installed concentrically to the shaft 4 with nozzles of oxidizer 6 and fuel 7. Concentric to the shaft 4, a deflector 8 is installed inside the gas generator 5 to protect the shaft 4 from high-temperature flow. The pipelines of oxidizer 9 and fuel 10 are connected to nozzles 6 and 7, respectively. The TNA has an oxidizer pump 11 installed under the gas generator 5 with an oxidizer pump impeller 12. To accelerate cooling, a second fuel pump 13 with a second fuel pump impeller 14 is installed below the oxidizer pump (liquid oxygen) 14 , an additional second fuel pump 15 with an impeller of an additional second fuel pump 16. A lower fuel pump 17 is installed with an impeller of a first fuel pump 18 and an additional primary pump fuel 19 with the impeller of an additional pump of the first fuel 20. All parts of the TNA rotor are located inside the housing 21 and mounted on radial bearings 22 and thrust bearing 23, which receives axial load. The axial load created by all pumps 17, 19, 11 13 and 15 is equal in magnitude and opposite in direction to the axial force created by the turbine 3 (figure 2 designation "T"). Additional pumps of the second and first fuel 15 and 19 are connected by hydraulic channels 24 and 25, respectively, to the pumps of the first fuel 13 and second fuel 17. A pipe 26 containing a valve 27 and a pipe 28 containing a valve 29 are connected to the fuel pipe 10. In the fuel pipe 10 a flow regulator 30 with a drive 31 is installed. Gas ducts 32 are connected to the exhaust manifold 1 for supplying generator gas to the combustion chambers (the combustion chambers are not shown in FIGS. 1 and 2).

При запуске ЖРД, в состав которого входит ТНА, окислитель и первое горючее подаются соответственно на входы в насос окислителя 11 и первого горючего 17, весь окислитель по трубопроводу 9 поступает в газогенератор 5, также часть первого горючего через клапан 29 по трубопроводу 28 и далее по трубопроводу горючего 10 через регулятор расхода 30 поступает в форсунки 6 и 7 газогенератора 5, где воспламеняется. Продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 2, давление на выходе из крыльчаток всех насосов, а именно 11, 17 и 19, возрастает. Часть первого горючего из насоса первого горючего 17 (около 10%) поступает в дополнительный насос первого горючего 19, где его давление значительно увеличивается.When starting the liquid propellant rocket engine, which includes ТНА, the oxidizing agent and the first fuel are supplied respectively to the entrances to the oxidizer pump 11 and the first fuel 17, all of the oxidizing agent through the pipeline 9 enters the gas generator 5, and also part of the first fuel through the valve 29 through the pipeline 28 and then through the fuel pipe 10 through the flow regulator 30 enters the nozzles 6 and 7 of the gas generator 5, where it is ignited. The combustion products untwist the impeller of the turbine 2, the pressure at the outlet of the impellers of all pumps, namely 11, 17 and 19, increases. Part of the first fuel from the pump of the first fuel 17 (about 10%) enters the additional pump of the first fuel 19, where its pressure increases significantly.

При переходе на режим работы на втором горючем закрывают клапан горючего на входе в первый насос горючего (этот клапан не показан). Потом закрывают клапан 29 и открывают клапан 27 и клапан второго горючего на входе в насос второго горючего 13 (этот клапан на фиг.1 и 2 не показан). Второе горючее (жидкий водород) поступает на вход в насос второго горючего 13 и захолаживает его. Так как этот насос расположен непосредственно под насосом окислителя 11, он постоянно находится при очень низкой температуре, поэтому быстро захолаживается. Второе горючее из дополнительного насоса второго горючего 15 поступает в газогенератор 5 и в камеру(ы) (камеры сгорания на фиг.1 и 2 не показаны).When switching to the operating mode on the second fuel, close the fuel valve at the inlet of the first fuel pump (this valve is not shown). Then close the valve 29 and open the valve 27 and the second fuel valve at the inlet of the second fuel pump 13 (this valve is not shown in FIGS. 1 and 2). The second fuel (liquid hydrogen) enters the inlet of the second fuel pump 13 and cools it. Since this pump is located directly below the oxidizer pump 11, it is constantly at a very low temperature, and therefore quickly cools. The second fuel from the additional pump of the second fuel 15 enters the gas generator 5 and into the chamber (s) (combustion chambers in Figs. 1 and 2 are not shown).

При работе ТНА как на первом, так и на втором горючем осевые силы ТНА разгружаются (фиг.2) практически до нуля. Турбина (поз.Т) создает осевое усилие поз.33, направленное вверх, а насосы окислителя «О», первого горючего «Г1» и дополнительного насоса первого горючего «ДНГ1» создают совместно усилие, направленное вниз поз.34. При переходе ЖРД на работу на втором горючем осевая сила также будет направлена вниз поз.35 и по абсолютной величине соответствовать осевой силе, создаваемой турбиной поз.33.When operating the TNA on both the first and second fuel, the axial forces of the TNA are unloaded (Fig. 2) to almost zero. The turbine (pos. T) creates an axial force pos. 33 directed upwards, and the oxidizer pumps “O”, the first fuel “G1” and the additional pump of the first fuel “DNG1” together create a downward force pos. 34. When the LRE switches to operation on the second fuel, the axial force will also be directed downward at pos. 35 and correspond in absolute value to the axial force created by the turbine pos. 33.

ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД и ТНАTECHNICAL CHARACTERISTIC OF LRE and TNA

Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс 1000Thrust of the engine (two-chamber) earth, hardware 1000

Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс 1250Engine thrust, hollow, when operating on the first fuel, tf 1250

Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс 1450Thrust of the engine, empty, when working on the second fuel, tf 1450

Давление в камере сгорания, кгс/см² 500The pressure in the combustion chamber, kgf / cm ² 500

Давление в газогенераторе, кгс/см² 700Pressure in the gas generator, kgf / cm ² 700

Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см² 750The pressure at the outlet of the oxidizer pump, kgf / cm ² 750

Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см² 750The pressure at the outlet of the first fuel pump, kgf / cm ² 750

Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см² 770The pressure at the outlet of the second fuel pump, kgf / cm ² 770

Давление на выходе из первого дополнительного насоса горючего, кгс/см² 1200The pressure at the outlet of the first additional fuel pump, kgf / cm ² 1200

Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см² 990The pressure at the outlet of the second additional fuel pump, kgf / cm ² 990

Мощность ТНА, МВт 300Power TNA, MW 300

Частота вращения ротора ТНА, об/мин 30000TNA rotor speed, rpm 30000

Компоненты ракетного топливаPropellant components

Окислитель жидкий кислородOxidizer liquid oxygen

Первое горючее керосинThe first fuel kerosene

Второе горючее жидкий водородSecond fuel liquid hydrogen

Масса двигателя, сухая, кг 1950Engine weight, dry, kg 1950

Масса ТНА, сухая, кг 550Weight TNA, dry, kg 550

Применение изобретения позволило следующее.The application of the invention allowed the following.

1. Упростить кинематическую схему ТНА за счет отказа от редуктора.1. To simplify the kinematic diagram of the TNA by eliminating the gearbox.

2. Уменьшить общий вес ТНА за счет исключения редуктора и его корпуса.2. Reduce the total weight of the TNA by eliminating the gearbox and its housing.

3. Уменьшить время захолаживания насоса второго горючего за счет его расположения непосредственно около насоса окислителя, работающего на жидком кислороде.3. To reduce the cooling time of the second fuel pump due to its location directly near the oxidizer pump operating on liquid oxygen.

4. Улучшить пожаробезопасность ТНА за счет:4. Improve the fire safety of TNA by:

- уменьшения последствий попадания окислителя в газогенератор, работающий на окислительном газе,- reduce the effects of the ingress of an oxidizing agent into a gas generator operating on an oxidizing gas,

- исключения из конструкции системы охлаждения редуктора пожароопасным компонентом ракетного топлива - горючим,- exceptions from the design of the cooling system of the gearbox by the flammable component of rocket fuel - combustible,

- повысить надежность ТНА за счет полной разгрузки осевых сил, т.е. за счет противоположного направления осевых сил, создаваемых турбиной и насосами, что, в свою очередь, выполнено за счет установки газогенератора под турбиной.- increase the reliability of the TNA due to the complete unloading of axial forces, i.e. due to the opposite direction of the axial forces created by the turbine and pumps, which, in turn, is done by installing a gas generator under the turbine.

Claims

1. A turbopump unit of a three-component rocket engine containing a turbine, a gas generator, an oxidizer pump, a first fuel pump and an additional first fuel pump made as a single unit, characterized in that a second fuel pump and an additional second fuel pump are installed between the oxidizer pump and the first fuel pump .

2. The turbopump unit of a three-component rocket engine according to claim 1, characterized in that the gas generator is located under the turbine.