RU2391542C1

RU2391542C1 - Liquid-propellant engine

Info

Publication number: RU2391542C1
Application number: RU2008149575/06A
Authority: RU
Inventors: Виктор Дмитриевич Горохов (RU); Виктор Дмитриевич Горохов; Владимир Викторович Черниченко (RU); Владимир Викторович Черниченко; 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 (LPE) includes regeneratively cooled chamber with cooling circuit formed with shaped internal and external covers attached to each other, turbine-pump unit with turbine and supply pumps of fuel components to mixing head of chamber, and control units. In shaped shells 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 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).

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. - М.: Высшая школа, 1968 г., раздел 6.2, стр. 224 - прототип).Known liquid rocket engine containing 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 and others. Liquid rocket engines. Fundamentals of design. - M .: Higher school, 1968, section 6.2, p. 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 регенеративно охлаждаемую камеру с трактом охлаждения, образованным профилированными внутренней и наружной обечайками, скрепленными между собой, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, агрегаты управления, согласно изобретению в профилированных обечайках камеры сгорания выполнен 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 rocket engine containing 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, according to In the invention, a channel is provided in the profiled shells of the combustion chamber through a cooling duct, the cavity of which, on the one hand, communicates with Lost combustion chamber, on the other - is 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.

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 регенеративно охлаждаемую камеру 1 с трактом охлаждения 2, образованным профилированными внутренней 3 и наружной 4 оболочками, скрепленными между собой. На камере установлены турбонасосный агрегат 5 с турбиной 6 и насосами 7 подачи горючего и окислителя 8 компонентов топлива в смесительную головку камеры 9. В профилированных обечайках камеры сгорания выполнен канал 10, проходящий через тракт охлаждения 2, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания 1, с другой - соединена с входной полостью турбины 6 - турбонасосного агрегата, при этом в полость канала 10 открывается трубопровод 11 подачи одного из компонентов топлива.A liquid propellant rocket engine contains a regeneratively cooled chamber 1 with a cooling path 2 formed by profiled inner 3 and outer 4 shells fastened together. A turbo pump unit 5 with a turbine 6 and pumps 7 for supplying fuel and an oxidizer 8 of fuel components to the mixing head of the chamber 9 is installed on the chamber. In the profiled shells of the combustion chamber a channel 10 is made, passing through the cooling path 2, 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 6 of the turbopump assembly, while a pipe 11 for supplying one of the fuel components opens into the cavity of the channel 10.

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

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 9 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 3 и поступает на вход в канал 10, проходящий через обе оболочки 3 и 4 и тракт охлаждения 2. Часть горячих газов поступает в канал 2 и движется по направлению к сопловому аппарату турбины 6 турбонасосного агрегата. 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 9 of the chamber 1 and ignited at the outlet of the mixing head, for example, using an ignition device. The flow of the combustion products of the fuel components moves along the wall of the profiled inner shell 3 and enters the entrance to the channel 10, passing through both shells 3 and 4 and the cooling path 2. Part of the hot gases enters the channel 2 and moves towards the nozzle device of the turbine 6 of the turbopump unit . To reduce the temperature of the combustion products and improve the working conditions of the turbine blades of the turbopump unit, a part of the flow rate of one of the components having a lower temperature than the stream of combustion products is mixed from the pipeline of combustion products from the stream 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 containing 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, characterized in that in the profiled shells of the combustion chamber at least one channel passing through the cooling path, the cavity of which, on the one hand, communicates with the cavity of the combustion chamber, is connected to the other with the inlet cavity of the turbine of the turbopump unit, while the supply pipe of one of the fuel components opens into the channel cavity.