RU2391532C1

RU2391532C1 - Liquid-propellant engine

Info

Publication number: RU2391532C1
Application number: RU2008149577/06A
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: 2010-06-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: liquid propellant engine (LPE) includes annular chamber with mixing head, plate nozzle of external expansion, shaped central body and annular critical section, which are formed with shaped internal and external covers attached to each other along cooling circuit ribs. Control units and power supply units, which include turbine-pump unit with turbine, are located in cavity of shaped central body. In shaped covers of combustion chamber there made is at least one channel passing through cooling circuit the cavity of which is interconnected on one side with cavity of combustion chamber, and on the other - with inlet cavity of turbine of turbine-pump unit; at that, supply pipeline of one of fuel components opens to the channel cavity.

EFFECT: simplifying pneumatic-hydraulic LPE circuit and improving mass-and-dimensions characteristics.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of rocket technology and can be used to create liquid rocket engines (LRE).

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.Васильевой 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. Vasilyeva et al. "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. Продукты сгорания со сверхзвуковой скоростью поступают к срезу тарельчатого сопла. Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из газогенератора.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. The products of combustion with supersonic speed go to the cutting nozzle plate. To supply fuel components to the mixing head, a turbopump unit is used, the turbine of which is driven by a stream of gases flowing from the gas generator.

Одним из направлений в совершенствовании конструкции ЖРД является улучшение массово-габаритных характеристик газогенератора и турбонасосного агрегата, в частности способов подачи рабочего тела на лопатки турбины.One of the directions in improving the design of liquid-propellant rocket engines is to improve the mass-dimensional characteristics of a gas generator and a turbopump, in particular, methods of supplying a working fluid to the turbine blades.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий регенеративно охлаждаемую камеру с трактом охлаждения, образованным профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, агрегаты управления ((М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., раздел 6.2, стр.224 - прототип).A liquid-propellant rocket engine is known that contains a regeneratively cooled chamber with a cooling path formed by profiled inner and outer shells fastened together, a turbopump unit with a turbine and pumps for supplying fuel components to the mixing head of the chamber, control units ((M.V.Dobrovolsky, etc. "Liquid rocket engines. Fundamentals of design", Moscow, "Higher school", 1968, section 6.2, page 224 - prototype).

Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через критическое сечение.The specified engine operates as follows. The fuel components are fed into the mixing head, ignited and expire through the critical section.

Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение горячими газами, отбираемыми из камеры сгорания.To supply fuel components to the mixing head, a turbopump unit is used, the turbine of which is driven into rotation by hot gases taken from the combustion chamber.

Основными недостатками данного двигателя являются недостаточно высокие массово-габаритные характеристики 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 камеры сгорания. Газы имеют высокую температуру, что приводит к ухудшению условий работы турбины турбонасосного агрегата, что в конечном итоге приводит к увеличению массы и ухудшению массово-габаритных характеристик двигателя.The main disadvantages of this engine are insufficiently high mass-dimensional characteristics 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 combustion chamber. Gases have a high temperature, which leads to a deterioration in the operating conditions of the turbine of the turbopump unit, which ultimately leads to an increase in mass and a deterioration in the mass-dimensional characteristics of the engine.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков и создание ЖРД, конструкция которого позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему и улучшить массово-габаритные характеристики.The task of the invention is to remedy these shortcomings and create a rocket engine, the design of which will significantly simplify the pneumohydraulic circuit and improve the mass-dimensional characteristics.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, образованными профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела, согласно изобретению в профилированных оболочках камеры сгорания выполнен, как минимум, один канал, проходящий через тракт охлаждения, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания, с другой - соединена с входной полостью турбины турбонасосного агрегата, при этом в полость канала открывается трубопровод подачи одного из компонентов топлива.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed liquid propellant rocket engine containing an annular chamber with a mixing head, a disk-shaped nozzle of external expansion, a profiled central body and an annular critical section formed by profiled inner and outer shells fastened together along the edges of the cooling path, control units and power units, including a turbopump unit with a turbine located in the cavity of the profiled central body, according to the invention At least one channel is made in the profiled shells of the combustion chamber, passing through the cooling duct, the cavity of which, on the one hand, is in communication with the cavity of the combustion chamber, and on the other, is connected to the turbine inlet cavity of the turbopump assembly, and the pipeline opens into the channel supply of one of the fuel components.

Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой разрез камеры ЖРД, на фиг.2- принципиальная схема подачи расхода на лопатки турбины турбонасосного агрегата.The essence of the invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows an axial section of the LRE chamber, Fig. 2 is a schematic diagram of the flow rate to the turbine blades of a turbopump assembly.

Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру 1 со смесительной головкой 2, тарельчатым соплом внешнего расширения 3, профилированным центральным телом 4 и кольцевым критическим сечением 5, образованными профилированными внутренней 6 и наружной оболочками 7, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения. Агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат 8 с турбиной 9, расположены в полости профилированного центрального тела 4. В профилированных оболочках 6 и 7 камеры сгорания 1 выполнен канал 10, проходящий через тракт охлаждения, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания 1, с другой -соединена с входной полостью турбины 9 турбонасосного агрегата 8, при этом в полость канала открывается трубопровод 11 подачи одного из компонентов топлива.A liquid-propellant rocket engine comprises an annular chamber 1 with a mixing head 2, a disk-shaped nozzle of external expansion 3, a profiled central body 4 and an annular critical section 5 formed by profiled inner 6 and outer shells 7, fastened together along the edges of the cooling path. Control units and power units, including a turbopump unit 8 with a turbine 9, are located in the cavity of the profiled central body 4. In the profiled shells 6 and 7 of the combustion chamber 1, a channel 10 is made, passing through the cooling path, the cavity of which, on the one hand, communicates with the cavity the combustion chamber 1, on the other hand, is connected to the inlet cavity of the turbine 9 of the turbopump unit 8, while the pipeline 11 for supplying one of the fuel components opens into the channel cavity.

Предложенный ЖРД работает следующим образом.The proposed LRE works as follows.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 2 камеры 1 и воспламеняются на выходе из смесительной головки, например, при помощи запального устройства. Поток продуктов сгорания компонентов топлива движется вдоль стенки профилированной внутренней оболочки 6 и поступает на вход в канал 10, проходящий через обе оболочки 6 и 7 и тракт охлаждения. Часть горячих газов поступает в канал 10 и движется по направлению к сопловому аппарату турбины 9 турбонасосного агрегата 8. Для снижения температуры продуктов сгорания и улучшения условий работы лопаток турбины турбонасосного агрегата к потоку продуктов сгорания подмешивается из трубопровода 11 часть расхода одного из компонентов, имеющего более низкую температуру, чем поток продуктов сгорания. Общая температура потока снижается, что приводит к увеличению срока службы лопаток турбонасосного агрегата.The fuel components are fed into the mixing head 2 of the chamber 1 and ignited at the outlet of the mixing head, for example, using an ignition device. The flow of combustion products of the fuel components moves along the wall of the profiled inner shell 6 and enters the entrance to the channel 10, passing through both shells 6 and 7 and the cooling path. Part of the hot gases enters the channel 10 and moves towards the nozzle apparatus of the turbine 9 of the turbopump assembly 8. To reduce the temperature of the combustion products and improve the working conditions of the turbine blades of the turbopump assembly, part of the flow rate of one of the components having a lower temperature is mixed from the pipeline 11 from the pipeline 11 temperature than the flow of combustion products. The total flow temperature decreases, which leads to an increase in the service life of the blades of the turbopump unit.

Использование предложенного технического решения позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему ЖРД и улучшить массово-габаритные характеристики.Using the proposed technical solution will significantly simplify the pneumohydraulic scheme of the rocket engine and improve the mass-dimensional characteristics.

Claims

A liquid-propellant rocket engine comprising an annular chamber with a mixing head, an external expansion disk nozzle, a profiled central body and an annular critical section formed by profiled inner and outer shells fastened together along the edges of the cooling path, control units and power units, including a turbopump unit with a turbine located in the cavity of the profiled central body, characterized in that in the profiled shells of the combustion chamber is made, to to at least one channel passing through the cooling path, the cavity of which, on the one hand, it communicates with the cavity combustion chamber, on the other connected to the inlet cavity of the turbine of the turbopump unit, wherein the cavity opens into the channel feeding pipe of one of the fuel components.