RU2391535C1

RU2391535C1 - Liquid-propellant engine

Info

Publication number: RU2391535C1
Application number: RU2008149582/06A
Authority: RU
Inventors: Виктор Дмитриевич Горохов (RU); Виктор Дмитриевич Горохов; Владимир Викторович Черниченко (RU); Владимир Викторович Черниченко; Владимир Григорьевич Стогней (RU); Владимир Григорьевич Стогней; Виктор Владимирович Черниченко (RU); Виктор Владимирович Черниченко
Priority date: 2008-12-17
Filing date: 2008-12-17
Publication date: 2010-06-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: liquid propellant engine includes dish-shaped nozzle, annular combustion chamber with mixing head, which is located axisymmetrically inside the nozzle, and fuel and oxidiser supply headers; at that, combustion chamber is provided with shaped internal wall and located along longitudinal chamber axis. Inside combustion chamber there installed is cooled cylinder, one edge of which is connected to mixing head, and the other one - to central nozzle part and together with internal profiled wall of combustion chamber it forms an annular critical section. Cooled cylinder consists of several parts; at that, at least one part of cylinder is provided with possibility of radial axisymmetrical rotation about longitudinal chamber axis of liquid propellant engine and kinematically connected to power supply units, and on its external surface there installed are blades for bringing it into rotary movement. Inside the cooled cylinder, after the mixing head there installed axisymmetrically and with possibility of movement in mutually perpendicular planes is chamber of liquid-propellant engine with a converging-diverging nozzle; at that, nozzle cavity of this chamber opens to dish-shaped nozzle cavity.

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

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. Vasilyev 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, Design Basics, Moscow: Higher School, 1968, Fig. 2.22, 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, недостаточно высокие массово-габаритные характеристики, а также то, что для изменения направления вектора тяги необходимо качать весь двигатель во взаимно перпендикулярных плоскостях.The disadvantages of this engine are the complexity of the pneumohydraulic circuit, insufficiently high mass-dimensional characteristics, and the fact that in order to change the direction of the thrust vector it is necessary to pump the entire engine in mutually perpendicular planes.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий тарельчатое сопло, в полость которого открываются сопла камер с соплом Лаваля (А.П.Васильев и др. Под общей редакцией Кудрявцева В.М. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М.: Высшая школа, 1967, 670 стр., рис.Х22, стр.342).Known liquid rocket engine containing a disk nozzle, in the cavity of which the nozzles of the chambers open with a Laval nozzle (A.P. Vasiliev and others. Under the general editorship of V. Kudryavtsev. Fundamentals of the theory and calculation of liquid rocket engines. M: Higher school, 1967 , 670 p., Fig. X22, p. 342).

В этом случае несколько камер с соплом Лаваля установлены вне тарельчатого сопла внутреннего расширения, а полости их сопел открываются в полость тарельчатого сопла, и, таким образом, истекающие потоки продуктов сгорания из круглых сопел расширяются по стенкам тарельчатого сопла. При качании одной из камер с соплом Лаваля струя продуктов сгорания взаимодействует и перемешивается с остальными струями, что снижает эффективность регулирования.In this case, several chambers with a Laval nozzle are installed outside the disk nozzle of the internal expansion, and the cavities of their nozzles open into the cavity of the disk nozzle, and thus, the effluent flows of combustion products from the round nozzles expand along the walls of the disk nozzle. When swinging one of the chambers with a Laval nozzle, the stream of combustion products interacts and mixes with the rest of the streams, which reduces the efficiency of regulation.

Недостатком данного двигателя является то, что для управления вектором тяги по крену и тангажу необходимо качать весь двигатель в карданном подвесе.The disadvantage of this engine is that to control the thrust vector for roll and pitch, it is necessary to swing the entire engine in a gimbal.

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, 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, 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.

Для управления вектором тяги по крену и тангажу необходимо качать весь двигатель в карданном подвесе, что приводит к значительному усложнению узла подвески двигателя и ухудшению массово-габаритных характеристик.To control the thrust vector for roll and pitch, it is necessary to pump the entire engine in a gimbal, which leads to a significant complication of the engine mount and deterioration of the mass-dimensional characteristics.

Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из газогенератора.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.

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 массово-габаритных 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 mass-dimensional characteristics of the engine.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание жидкостного ракетного двигателя, конструкция которого позволяет обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги и упростить управление вектором тяги при движении летательного аппарата.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 and to simplify the control of the thrust vector during the movement of the aircraft.

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 охлаждаемый цилиндр выполнен состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть цилиндра выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси камеры жидкостного ракетного двигателя и кинематически связана с агрегатами питания, на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения, а внутри охлаждаемого цилиндра, за смесительной головкой, осесимметрично установлена с возможностью качания во взаимно перпендикулярных плоскостях камера жидкостного ракетного двигателя с соплом Лаваля, при этом полость сопла этого двигателя открывается в полость тарельчатого сопла.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 cooled cylinder is made up of several parts, at least one part of the cylinder is capable of radial axisymmetric rotation around the longitudinal axis of the chamber of the liquid propellant rocket engine and is kinematically connected with power units, blades are installed on its outer surface to give it a rotational movement, and inside the cooled cylinder, behind the mixing head, is axisymmetric about installed with the possibility of swinging in mutually perpendicular planes, the chamber of the liquid rocket engine with a Laval nozzle, while the cavity of the nozzle of this engine opens into the cavity of the disk nozzle.

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

Двигатель состоит из кольцевой камеры сгорания 1 со смесительной головкой 2 и тарельчатым соплом 3 внешнего расширения с кольцевым критическим сечением 4. Внутри кольцевой камеры 1, за смесительной головкой 2, осесимметрично установлена с возможностью качания во взаимно перпендикулярных плоскостях камера жидкостного ракетного двигателя 5 с соплом Лаваля.The engine consists of an annular combustion chamber 1 with a mixing head 2 and a disk-shaped nozzle 3 of external expansion with an annular critical section 4. Inside the annular chamber 1, behind the mixing head 2, a chamber of a liquid-propellant rocket engine 5 with a Laval nozzle is mounted with the possibility of swinging in mutually perpendicular planes .

Охлаждаемый цилиндр (внешняя поверхность) кольцевой камеры сгорания 1 выполнен состоящим из нескольких частей - неподвижной 6 и подвижной 7, с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси камеры жидкостного ракетного двигателя. На внешней поверхности подвижной части 7 установлены лопатки 8 для придания ей вращательного движения. Подвижная часть 7 наружной оболочки кинематически связана с агрегатами питания 9.The cooled cylinder (outer surface) of the annular combustion chamber 1 is made up of several parts - stationary 6 and movable 7, with the possibility of axisymmetric radial rotation around the longitudinal axis of the chamber of a liquid propellant rocket engine. On the outer surface of the movable part 7 mounted blades 8 to give it a rotational movement. The movable part 7 of the outer shell is kinematically connected with power units 9.

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

Двигатель с тарельчатым соплом неподвижно устанавливается на раму летательного аппарата.An engine with a disk nozzle is fixedly mounted on the frame of the aircraft.

Первоначальный запуск двигателя осуществляется путем подачи на лопатки 8 подвижной части 7 внешней поверхности камеры сгорания 1, 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 9.The initial start of the engine is carried out by feeding on the blades 8 of the movable part 7 the outer surface of the combustion chamber 1, 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 9.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 2, 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 1, имеющей цилиндрическую форму. Далее продукты сгорания со сверхзвуковой скоростью поступают к срезу тарельчатого сопла 3 и обтекают при этом лопатки 8, установленные на подвижной части 6 внешней поверхности камеры сгорания 1. Подвижная часть 7 начинает вращаться вокруг оси вращения и приводит во вращение агрегаты питания 9, которые подают компоненты топлива в смесительную головку 2.The components of the fuel are fed into the mixing head 2, 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, an annular combustion chamber 1 having a cylindrical shape. Further, the products of combustion with supersonic speed arrive at the cut of the disk nozzle 3 and flow around the blades 8 mounted on the movable part 6 of the outer surface of the combustion chamber 1. The movable part 7 starts to rotate around the axis of rotation and drives the power units 9, which supply fuel components into the mixing head 2.

Часть компонентов при помощи агрегатов питания 9 подается в камеру 5 двигателя с соплом Лаваля. Продукты сгорания компонентов топлива двигателя с соплом Лаваля также истекают по оси двигателя.Part of the components using power supplies 9 is fed into the chamber 5 of the engine with a Laval nozzle. The combustion products of the engine fuel components with the Laval nozzle also expire along the axis of the engine.

При необходимости изменения направления вектора тяги в одной из плоскостей изменяют положение камеры 5 двигателя с соплом Лаваля в карданном подвесе.If necessary, change the direction of the thrust vector in one of the planes, change the position of the engine chamber 5 with the Laval nozzle in the gimbal.

Использование предложенного технического решения позволит упростит пневмогидравлическую схему двигателя и улучшить его массово-габаритные характеристики.Using the proposed technical solution will simplify the pneumohydraulic circuit of the engine and improve its mass-dimensional characteristics.

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 cooled cylinder is made up of several parts, at least one part of the cylinder is capable of radial axisymmetric rotation around the longitudinal axis of the chamber of the liquid rocket engine and is kinematically connected with power units on its outer surface blades are installed to give it a rotational movement, and inside the cooled cylinder behind the mixing head it is axisymmetrically mounted with the possibility of swinging in mutually perpendi ulyarnyh planes liquid rocket engine chamber with a Laval nozzle, wherein the nozzle cavity of the chamber opens into the cavity of the nozzle plate.