RU2450154C1

RU2450154C1 - Liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2450154C1
Application number: RU2011110949/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Викторович Черниченко (RU); Владимир Викторович Черниченко; Виталий Борисович Шепеленко (RU); Виталий Борисович Шепеленко; Юрий Петрович Лукин (RU); Юрий Петрович Лукин
Original assignee: Владимир Викторович Черниченко
Priority date: 2011-03-24
Filing date: 2011-03-24
Publication date: 2012-05-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed engine comprises annular chamber with mixing head including case, oxidiser feed unit, fuel feed unit, nozzles made up of several inclined sleeves to form annular chambers for feeding gas fuel and liquid oxidiser arranged in mixing head along concentric circles to communicate chambers of said units with combustion chamber, plate nozzle of external expansion, shaped center body with annular critical throat, control units and supply units including turbo pump unit with turbine arranged inside said shaped center body. Shaped center body consists of several parts. Note here that one part of shaped center body may make radial axially symmetric rotation about lengthwise axis of said body and is articulated with feed units. Vanes are arranged on its outer surface to facilitate its rotation. Annular ledge is made on every said sleeve with grooves perpendicular to mixing element axis to feed fuel inside annular fuel chamber and parallel grooves to feed oxidiser in annular oxidiser chamber. Fuel feed annular chambers are closed by spacer plates on combustion chamber side. Said space plates have openings to feed fuel into combustion chamber. All aforesaid sleeves are arranged closely to each other on the side opposite combustion zone. Note here that sleeve face walls are provided with channels to communicated oxidiser chamber with oxidiser annular chambers formed by said coaxially arranged sleeves.

EFFECT: higher specific thrust pulse, simplified design.

3 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 ordinary 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. - М.: 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. - M.: 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. - М.: Высшая школа, 1968 г., рис.2.32, стр.59 - прототип).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 other liquid rocket engines. Design Basics. - M.: Higher School, 1968, Fig. 2.22, p. 59 - prototype).

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 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 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.

Основными недостатками данной 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, 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 realize a much greater pressure in the chamber with a minimum overall dimensions.

Поставленная задача достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем кольцевую камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, форсунки, состоящие из нескольких коаксиально установленных втулок, образующих кольцевые полости для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя, установленные в смесительной головке по концентрическим окружностям и соединяющие полости блоков с полостью камеры сгорания, 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, согласно изобретению профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с агрегатами питания, а на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения, при этом на каждой втулке форсунки смесительной головки выполнен кольцевой выступ, в котором выполнены перпендикулярные оси смесительного элемента пазы для подачи горючего внутрь каждой кольцевой полости горючего и параллельные пазы для подачи окислителя в каждую кольцевую полость окислителя, при этом кольцевые полости подачи компонентов топлива со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками, в которых выполнены отверстия для подачи компонентов топлива в зону горения, например полость камеры сгорания, а все втулки со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу, при этом в их торцевых стенках выполнены каналы, соединяющие полость окислителя с кольцевыми полостями окислителя, образованными коаксиально установленными втулками.The problem is achieved in that in the proposed liquid propellant rocket engine containing an annular chamber with a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, nozzles, consisting of several coaxially mounted bushings forming annular cavities for supplying a gaseous fuel and a liquid oxidizer, installed in the mixing head along concentric circles and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, a disk nozzle of external expansion, profiling according to the invention, the profiled central body is made up of several parts, while at least one part of the profiled central body is a central central body and an annular critical section, control units and power units, including a turbopump unit with a turbine, located in the cavity of a profiled central body made with the possibility of radial axisymmetric rotation around the longitudinal axis of the profiled central body and kinematically connected with power units I, and on its outer surface, blades are installed to give it a rotational movement, while on each sleeve of the nozzle of the mixing head there is an annular protrusion in which grooves are perpendicular to the axis of the mixing element for supplying fuel into each annular fuel cavity and parallel grooves for supplying the oxidizing agent to each annular cavity of the oxidizer, while the annular cavity of the supply of fuel components from the side of the cavity of the combustion chamber is closed by spacers in which openings for supplying components of the fuel into the combustion zone, for example, the cavity of the combustion chamber, and all the bushings from the side opposite the combustion zone are mounted close to each other, while in their end walls channels are made connecting the oxidizer cavity with the annular cavity of the oxidizer formed by coaxially mounted bushings.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан предложенный двигатель, на фиг.2 - смесительная головка ЖРД, на фиг.3 - выносной элемент в увеличенном масштабе.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows the proposed engine, figure 2 - the mixing head of the rocket engine, figure 3 - remote element on an enlarged scale.

Двигатель состоит из кольцевой камеры 1 со смесительной головкой 2 и тарельчатым соплом 3 внешнего расширения с кольцевым критическим сечением 4. Внутренняя поверхность сопла 3 образует профилированное центральное тело 5, состоящее, по крайней мере, из двух частей - неподвижной 6 и подвижной 7. Подвижная часть 7 профилированного центрального тела 5 выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с турбонасосным агрегатом 8, а на ее внешней поверхности установлены лопатки 9 для придания ей вращательного движения.The engine consists of an annular chamber 1 with a mixing head 2 and a disk nozzle 3 of external expansion with an annular critical section 4. The inner surface of the nozzle 3 forms a profiled central body 5, consisting of at least two parts - a stationary 6 and a movable 7. Movable part 7 of the profiled central body 5 is made with the possibility of radial axisymmetric rotation around the longitudinal axis of the profiled central body and is kinematically connected with the turbopump assembly 8, and on its external rotation Nost installed blade 9 to impart rotational motion.

В полости профилированного центрального тела 5 установлены агрегаты управления 10 и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат 8 с насосами подачи компонентов в смесительную головку 2, кинематически связанный с подвижной частью 7 центрального тела 5.In the cavity of the profiled central body 5, control units 10 and power units are installed, including a turbopump unit 8 with pumps for supplying components to the mixing head 2, kinematically connected with the movable part 7 of the central body 5.

Смесительная головка камеры ЖРД содержит несколько коаксиально установленных втулок 12-17, образующих кольцевые полости 18 и 19 для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя соответственно. На каждой втулке 12-17 выполнен кольцевой выступ 20-25 соответственно, в котором выполнены перпендикулярные оси смесительного элемента пазы 26 для подачи горючего внутрь каждой кольцевой полости горючего 18 и параллельные пазы 27 для подачи окислителя в каждую кольцевую полость окислителя 19. Внутренние кольцевые полости 19 окислителя со стороны огневого днища соединены каналами 27 и 28 с полостью блока 29 подачи окислителя.The mixing head of the LRE chamber contains several coaxially mounted bushings 12-17, forming annular cavities 18 and 19 for supplying gaseous fuel and liquid oxidizer, respectively. On each sleeve 12-17, an annular protrusion 20-25 is made, respectively, in which grooves 26 are made perpendicular to the axis of the mixing element for supplying fuel into each annular fuel cavity 18 and parallel grooves 27 for supplying the oxidizing agent to each annular oxidant cavity 19. Internal annular cavities 19 the oxidizer from the side of the fire bottom are connected by channels 27 and 28 with the cavity of the oxidizer supply unit 29.

Кольцевые полости горючего 18 соединены каналами 26 с полостью коллектора 30 блока горючего 31.The annular cavity of the fuel 18 is connected by channels 26 to the cavity of the collector 30 of the fuel block 31.

Кольцевые полости подачи компонентов со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками 32-37, в которых выполнены отверстия 38 и 39 для подачи горючего и окислителя соответственно. Все втулки 12-17 со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу.The annular cavity for supplying components from the side of the cavity of the combustion chamber is closed by spacers 32-37, in which openings 38 and 39 are made for supplying fuel and oxidizer, respectively. All bushings 12-17 from the side opposite the combustion zone are mounted close to each other.

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

Первоначальный запуск двигателя осуществляется путем подачи на лопатки 9 подвижной части 7 центрального тела, играющей роль турбины турбонасосного агрегата, струи газов пирозапальника или газов из специального баллона для раскрутки турбины.The initial start of the engine is carried out by applying to the blades 9 a movable part 7 of the central body, which plays the role of a turbine of a turbopump assembly, a jet of pyrozapalnik gases or gases from a special cylinder for spinning a turbine.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 2, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение 4. 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 3 и обтекают при этом лопатки 9, установленные на подвижной части 7 центрального тела 5. Подвижная часть 7 центрального тела начинает вращаться вокруг оси центрального тела и приводит во вращение насосы подачи компонентов топлива турбонасосного агрегата 8, которые подают компоненты топлива в смесительную головку 2, в полость блока горючего 31 и окислителя 29 смесительной головки.The fuel components are fed into the mixing head 2, ignited and expire through the annular critical section 4. In the disk nozzle of the external expansion, the combustion products expand, the external expansion boundary 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 cut of the poppet nozzle 3 and flow around the blades 9 mounted on the movable part 7 of the central body 5. The movable part 7 of the central body begins to rotate around the axis of the central body and rotates the pumps for the supply of fuel components of the turbopump unit 8, which feed the fuel components into the mixing head 2, into the cavity of the fuel block 31 and the oxidizing agent 29 of the mixing head.

Горючее из полости коллектора 30 блока горючего 31 по перпендикулярным пазам 26, выполненным в кольцевых выступах 20-25, подается внутрь кольцевой полости горючего 18 и через отверстия 38 далее в зону горения, например полость камеры сгорания.Fuel from the cavity of the manifold 30 of the fuel unit 31 along the perpendicular grooves 26 made in the annular protrusions 20-25 is fed into the annular cavity of the fuel 18 and through openings 38 further into the combustion zone, for example, the cavity of the combustion chamber.

Окислитель из полости блока окислителя 29 по каналам 28 и 27 подается в кольцевую полость окислителя 19 и через отверстия 39 в зону горения, например полость камеры сгорания.The oxidizing agent from the cavity of the oxidizer unit 29 is supplied through channels 28 and 27 to the annular cavity of the oxidizing agent 19 and through openings 39 into the combustion zone, for example, the cavity of the combustion chamber.

В камере сгорания компоненты перемешиваются между собой, воспламеняются и сгорают, образуя при этом продукты сгорания, обладающие значительной кинетической энергией. Подача компонентов из мелких отверстий 38 и 39, расположенных в виде концентрических поясов, дает возможность реализовать смесеобразование компонентов топлива при щелевой подаче, когда один слой компонента топлива взаимодействует с другим слоем компонента топлива. Такая подача, в конечном итоге, позволит уменьшить потери, связанные с несовершенством системы смесеобразования, и за счет этого повысить удельный импульс тяги ЖРД.In the combustion chamber, the components are mixed together, ignited and burned, forming combustion products with significant kinetic energy. The supply of components from small holes 38 and 39 arranged in concentric zones makes it possible to realize the mixture formation of fuel components during slot feeding, when one layer of the fuel component interacts with another layer of the fuel component. Such a feed, ultimately, will reduce the losses associated with the imperfection of the mixing system, and thereby increase the specific thrust of the rocket engine.

Использование предложенного технического решения позволит обеспечить максимально возможную полноту сгорания различных видов топлив при меньшем количестве смесительных элементов на форсуночной головке, упростить пневмогидравлическую схему двигателя и улучшить его массово-габаритные характеристики.Using the proposed technical solution will ensure the maximum possible completeness of combustion of various types of fuels with fewer mixing elements on the nozzle head, simplify the pneumohydraulic circuit of the engine and improve its mass-dimensional characteristics.

Claims

A liquid rocket engine containing an annular chamber with a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, nozzles, consisting of several coaxially mounted bushings forming annular cavities for supplying a gaseous fuel and liquid oxidizer, installed in the mixing head along concentric circles and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, a disk nozzle of external expansion, 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, characterized in that the profiled central body is made up of several parts, while at least one part of the profiled central body is made with the possibility of radial axisymmetric rotation around the longitudinal axis of the profiled central body and kinematically connected with power units, and on its outer surface mounted blades for rotation, in this case, on each sleeve of the nozzle of the mixing head, an annular protrusion is made in which grooves are perpendicular to the axis of the mixing element for supplying fuel into each annular fuel cavity and parallel grooves for supplying the oxidizing agent to each annular oxidizer cavity, while the annular feeding cavities the fuel components from the side of the cavity of the combustion chamber are closed by spacers in which openings are made for supplying fuel components to the combustion zone, mainly s combustion chamber, and all of the sleeve on the side opposite the combustion zone are set close to each other, with their end walls are made channels connecting the annular oxidant cavity with oxidant cavities formed coaxially mounted bushings.