RU2483224C1

RU2483224C1 - Liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2483224C1
Application number: RU2012116618/06A
Authority: RU
Original assignee: Черниченко Владимир Викторович
Priority date: 2012-04-26
Filing date: 2012-04-26
Publication date: 2013-05-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: liquid-propellant engine comprises gas generator turbo compressor unit, chamber with mixing head cooled in regeneration mode and including oxidiser feed unit, fuel feed unit, fire bottom, starting fuel feed channel with outlet chamber composed of hollow shape sleeve. Atomisers are arranged at mixing head units in concentric circles to communicate unit chambers with combustion chamber. Starting fuel feed channel outlet accommodated coaxial hollow spring-loaded axial-displacement sleeve with sealing surface made at its channel inlet. In on position, said extra sleeve interacts with outlet with mating shaped surface on fire bottom inner surface. In another position, its inlet sealing surface interacts with mating sealing element arranged in starting fuel channel.

EFFECT: higher and reliability of ignition system.

5 dwg

Description

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения при помощи пускового горючего.The invention relates to rocket engine manufacturing and can be used in the development of the nozzle heads of the combustion chambers of liquid rocket engines (LRE) containing an ignition system using starting fuel.

Одной из основных проблем при создании ЖРД, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, является обеспечение надежной работы системы воспламенения, в том числе обеспечение пожаровзрывобезопасности за счет принятия специальных мер по предотвращению контакта горючего с окислителем до его поступления в полость камеры сгорания.One of the main problems in creating LREs operating on non-combustible components of the fuel is to ensure reliable operation of the ignition system, including ensuring fire and explosion safety by taking special measures to prevent contact of the fuel with the oxidizer before it enters the cavity of the combustion chamber.

Проблема заключается в том, что ЖРД является генератором широкого спектра вибрационных нагрузок, которые могут приводить к разрушению арматуры питания, в том числе трубопроводов подачи горючего к средствам воспламенения.The problem is that the liquid propellant rocket engine is a generator of a wide range of vibration loads, which can lead to the destruction of power valves, including pipelines for supplying fuel to the means of ignition.

Известна камера с форсуночной головкой, в которой средства воспламенения выполнены из струйных форсунок, установленных за внутренним огневым днищем в силовом корпусе камеры (патент RU №2158841, MПК: F02K 9/52, заявка №99101161/06 от 21.01.1999).A known chamber with a nozzle head, in which the ignition means is made of jet nozzles installed behind the internal firing plate in the power housing of the chamber (patent RU No. 2158841, IPC: F02K 9/52, application No. 99101161/06 of 01/21/1999).

При такой схеме обеспечивается отсутствие контакта элементов системы воспламенения с полостью окислителя камеры. Однако в такой конструкции есть существенный недостаток - в случае разрушения трубопровода, подводящего горючее к форсунке, высокотемпературный газ из камеры сгорания начнет поступать в образовавшуюся негерметичность с последующим разгаром и разрушением камеры.With this scheme, the absence of contact of the elements of the ignition system with the cavity of the oxidizing chamber is ensured. However, this design has a significant drawback - in the event of the destruction of the pipeline supplying fuel to the nozzle, high-temperature gas from the combustion chamber will begin to flow into the resulting leakage, followed by heat and destruction of the chamber.

Известна форсуночная головка камеры сгорания ЖРД, содержащая корпус и огневое днище с установленной в них форсункой пускового горючего, при этом торец форсунки пускового горючего утоплен в огневое днище, а в огневом днище вокруг форсунки пускового горючего выполнен канал переменного сечения с входной частью, сужающейся частью и минимальным проходным сечением, соединяющий полость горючего форсуночной головки с полостью камеры сгорания (патент RU №2429370, MПК: F02K 9/52, заявка №2010104718 от 10.02.2010 - прототип).Known nozzle head of the combustion chamber of the rocket engine containing a housing and a fire bottom with a starting fuel nozzle installed in them, while the end face of the starting fuel nozzle is recessed into the fire bottom, and in the fire bottom around the starting fuel nozzle there is a channel of variable cross section with an inlet part, a tapering part and the minimum cross-section connecting the cavity of the fuel nozzle head with the cavity of the combustion chamber (patent RU No. 2429370, IPC: F02K 9/52, application No. 201004718 of 02/10/2010 - prototype).

Указанная форсуночная головка в случае разрушения подводящего трубопровода горючего системы воспламенения работает следующим образом.The specified nozzle head in case of destruction of the supply pipe of the combustible ignition system operates as follows.

Горючее из полости пускового горючего форсуночной головки поступает как в канал форсунки горючего, так и в отверстие огневого днища, тем самым препятствуя попаданию высокотемпературных продуктов сгорания из огневой полости камеры сгорания в форсунку горючего и, соответственно, препятствуя лавинообразному разрушению форсуночной головки.Fuel from the cavity of the starting fuel nozzle head enters both the channel of the fuel nozzle and the opening of the firing base, thereby preventing the high temperature combustion products from entering the combustion chamber of the combustion chamber into the nozzle of the fuel and, accordingly, preventing the avalanche-like destruction of the nozzle head.

Основным недостатком данной форсуночной головки является то, что струя пускового горючего подается внутрь камеры сгорания, окруженная струей основного несамовоспламеняющегося горючего, что приводит к ее перемешиванию и размытию струей основного горючего и, в конечном итоге, снижению эффективности работы системы воспламенения, основанной на поджиге несамовоспламеняющихся компонентов топлива струей пускового горючего.The main disadvantage of this nozzle head is that the jet of starting fuel is fed into the combustion chamber, surrounded by a stream of the main non-combustible fuel, which leads to its mixing and erosion by the main fuel jet and, ultimately, to reduce the efficiency of the ignition system based on ignition of the non-combustible components fuel jet starting fuel.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности и эффективности работы системы воспламенения жидкостного ракетного двигателя, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.The objective of the invention is to increase the reliability and efficiency of the ignition system of a liquid propellant rocket engine running on non-combustible fuel components.

Указанная задача достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем газогенератор, турбонасосный агрегат, регенеративно охлаждаемую камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, канал подачи пускового горючего с выходной частью в виде полой профилированной втулки, форсунки, установленные в указанных блоках смесительной головки по концентрическим окружностям и соединяющие полости блоков с полостью камеры сгорания, согласно изобретению в выходной части канала подачи пускового горючего коаксиально установлена с возможностью осевого перемещения дополнительная полая подпружиненная втулка, на входной части канала которой выполнена уплотнительная поверхность, при этом в одном положении указанная дополнительная втулка взаимодействует выходной частью с ответной профилированной поверхностью на внутренней поверхности огневого днища, в другом - взаимодействует входной уплотнительной поверхностью с ответным уплотнительным элементом, расположенным в упомянутом канале пускового горючего.This task is achieved by the fact that in the proposed liquid propellant rocket engine containing a gas generator, a turbopump unit, a regeneratively cooled chamber with a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, a fire bottom, a starting fuel supply channel with an outlet part in the form of a hollow profiled bushings, nozzles installed in the indicated blocks of the mixing head along concentric circles and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, according to the invention, in an additional hollow spring-loaded sleeve is mounted coaxially axially movable on the bottom of the starting fuel supply channel, a sealing surface is made on the input part of the channel, while in one position the specified additional sleeve interacts with the output part with the corresponding profiled surface on the inner surface of the firing bottom, in the other interacts with the input sealing surface with a mating sealing element located in the said trigger channel of fuel.

Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид предложенного жидкостного ракетного двигателя, на фиг.2 - осевой разрез форсуночной головки с системой воспламенения, на фиг.3 - выносной элемент А - осевой разрез форсунки пускового горючего, на фиг.4 - разрез Б-Б - поперечный разрез выходной части канала форсунки пускового горючего, на фиг.5 - разрез В-В - поперечный разрез входной части канала форсунки пускового горючего.The essence of the invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows a general view of the proposed liquid propellant rocket engine, in Fig. 2 is an axial section of a nozzle head with an ignition system, in Fig. 3 is a remote element A is an axial section of a nozzle of a starting fuel, in Fig. 4 - section BB - cross section of the output part of the channel of the nozzle of the starting fuel, figure 5 - section B-B - cross section of the input part of the channel of the nozzle of the starting fuel.

Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя содержит корпус 1, блок подачи окислителя 2, блок подачи горючего 3. Форсунки 4 установлены в указанных блоках 2 и 3 смесительной головки по концентрическим окружностям и соединяют полости блоков с полостью камеры сгорания. Канал 5 подачи пускового горючего выполнен с выходной частью в виде полой профилированной втулки 6. В выходной части втулки 6 канала 5 подачи пускового горючего коаксиально установлена с возможностью осевого перемещения дополнительная полая подпружиненная втулка 7. На входной части канала 8 втулки 7 выполнена уплотнительная поверхность 9. В одном положении втулка 7 взаимодействует выходной частью 10 с ответной профилированной поверхностью 11 на внутренней поверхности огневого днища 12. В другом положении втулка 7 взаимодействует уплотнительной поверхностью 9 с ответным уплотнительным элементом 13, расположенным в упомянутом канале пускового горючего на ребрах 14. В огневом днище 12 выполнен канал 15 подачи пускового горючего на режиме запуска и основного горючего на основном режиме.The mixing head of the liquid-propellant engine chamber comprises a housing 1, an oxidizer supply unit 2, a fuel supply unit 3. The nozzles 4 are installed in the indicated blocks 2 and 3 of the mixing head in concentric circles and connect the cavity of the blocks to the cavity of the combustion chamber. Channel 5 supply of starting fuel is made with the output part in the form of a hollow profiled sleeve 6. In the output part of the sleeve 6 of the channel 5 of the supply of starting fuel, an additional hollow spring-loaded sleeve 7 is coaxially axially movable. A sealing surface 9 is made on the input part of the channel 8 of the sleeve 7. In one position, the sleeve 7 interacts with the output part 10 with the corresponding profiled surface 11 on the inner surface of the firing bottom 12. In another position, the sleeve 7 interacts with a sealant th surface 9 mating with the sealing element 13 disposed in said starting fuel channel on the edges 14. In the injector face 12 is formed a channel 15 feeding the starting fuel in the start mode and the main fuel in the main mode.

Двигатель также содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания 16, газогенератор 17 и турбонасосный агрегат 18.The engine also comprises a regeneratively cooled combustion chamber 16, a gas generator 17, and a turbopump 18.

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

Компоненты топлива поступают в газогенератор 17 и воспламеняются. Продукты сгорания компонентов топлива приводят во вращение турбину и насосы турбонасосного агрегата 18, который начинает подавать компоненты топлива в соответствующие полости смесительной головки.The components of the fuel enter the gas generator 17 and ignite. The combustion products of the fuel components drive the turbine and pumps of the turbopump assembly 18, which begins to feed the fuel components into the respective cavities of the mixing head.

Компоненты топлива из полости блока подачи окислителя 2 и полости блока подачи горючего 3 через форсунки 4 поступают в камеру сгорания. В момент запуска пусковое горючее подается в канал 5 и из него поступает к профилированной втулке 6. Во втулке 6 поток пускового горючего воздействует на торцевую поверхность полой подпружиненной втулки 7 и перемещает ее к огневому днищу, сжимая при этом пружину (не обозначена). Одновременно с этим поток пускового горючего поступает в канал 8 дополнительной втулки 7. Втулка 7 перемещается к огневому днищу и садится выходной частью 10 на ответную профилированную поверхность 11 на внутренней поверхности огневого днища 12, образуя таким образом замкнутый канал пускового горючего, открывающийся через канал 15 непосредственно в камеру сгорания.The components of the fuel from the cavity of the oxidizer supply unit 2 and the cavity of the fuel supply unit 3 through the nozzles 4 enter the combustion chamber. At the time of starting, the starting fuel is fed into the channel 5 and from it goes to the profiled sleeve 6. In the sleeve 6, the starting fuel stream acts on the end surface of the hollow spring sleeve 7 and moves it to the firing bottom, compressing the spring (not marked). At the same time, the starting fuel stream enters the channel 8 of the additional sleeve 7. The sleeve 7 moves to the firing bottom and sits the output part 10 on the return profiled surface 11 on the inner surface of the firing bottom 12, thereby forming a closed starting fuel channel that opens directly through the channel 15 into the combustion chamber.

Компоненты топлива, подаваемые в камеру сгорания 16 из блока подачи окислителя 2 и блока подачи горючего 3 через форсунки 4, воспламеняются от струи пускового горючего и образуют продукты сгорания. Продукты сгорания компонентов топлива расширяются в камере сгорания 16 и поступают к срезу сопла камеры сгорания, создавая при этом тягу.The components of the fuel supplied to the combustion chamber 16 from the oxidizer supply unit 2 and the fuel supply unit 3 through the nozzles 4 are ignited by the starting fuel jet and form combustion products. The products of combustion of the fuel components expand in the combustion chamber 16 and enter the cut of the nozzle of the combustion chamber, creating a thrust.

После запуска двигателя подача пускового горючего через канал 5 прекращается. В этом случае на дополнительную полую подпружиненную втулку 7 уже не действует поток пускового горючего, и упомянутая втулка 7 под действием пружины начинает отходить от ответной профилированной поверхности 11 на внутренней поверхности огневого днища 12.After starting the engine, the supply of starting fuel through channel 5 is stopped. In this case, the starting fuel stream is no longer acting on the additional hollow spring-loaded sleeve 7, and the said sleeve 7, under the action of a spring, starts to move away from the mating profiled surface 11 on the inner surface of the firing bottom 12.

В образовавшуюся щель между выходной частью 10 втулки 7 и ответной профилированной поверхностью 11 на внутренней поверхности огневого днища 12 начинает поступать основное горючее.The main fuel begins to flow into the gap formed between the output part 10 of the sleeve 7 and the corresponding profiled surface 11 on the inner surface of the firing bottom 12.

Часть основного горючего через канал 15, который в этом случае выполняет роль однокомпонентной струйной форсунки горючего, поступает в камеру сгорания, а другая часть основного горючего перемещает втулку 7 по направлению от огневого днища до тех пор, пока втулка 7 не начнет взаимодействовать уплотнительной поверхностью 9 с ответным уплотнительным элементом 13, расположенным в упомянутом канале пускового горючего на ребрах 14. Под действием основного горючего втулка 7 садится уплотнительной поверхностью 9 канала 8 на ответный уплотнительный элемент 13 и полностью перекрывает канал подачи пускового горючего. В этом случае через канал 15, который в этом случае выполняет роль однокомпонентной струйной форсунки горючего, расход основного горючего поступает в камеру сгорания и защищает огневое днище от прогара.A part of the main fuel through the channel 15, which in this case acts as a single-component jet nozzle of the fuel, enters the combustion chamber, and the other part of the main fuel moves the sleeve 7 in the direction from the firing bottom until the sleeve 7 begins to interact with the sealing surface 9 s a response sealing element 13 located in the said channel of the starting fuel on the ribs 14. Under the action of the main fuel sleeve 7 sits with the sealing surface 9 of the channel 8 on the response sealing element 13 and completely blocks the feed channel of the starting fuel. In this case, through the channel 15, which in this case acts as a single-component jet fuel nozzle, the main fuel flow enters the combustion chamber and protects the firing base from burnout.

Использование предложенного технического решения позволит повысить надежность и эффективность работы системы воспламенения жидкостного ракетного двигателя.Using the proposed technical solution will improve the reliability and efficiency of the ignition system of a liquid rocket engine.

Экспериментальные работы, проведенные авторами и заявителем с системой воспламенения, содержащей предложенные решения, показали ее высокую надежность, в том числе и при разрушении подводящего трубопровода горючего системы воспламенения.The experimental work carried out by the authors and the applicant with the ignition system containing the proposed solutions showed its high reliability, including the destruction of the inlet pipe of the combustible ignition system.

Claims

A liquid-propellant rocket engine containing a gas generator, a turbopump unit, a regeneratively cooled chamber with a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, a fire bottom, a fuel supply supply channel with an outlet part in the form of a hollow profiled sleeve, nozzles installed in these blocks the mixing head along concentric circles and connecting the cavity of the blocks with the cavity of the combustion chamber, characterized in that in the output part of the feed channel of the starting fuel coax An additional hollow spring-loaded sleeve is installed with the possibility of axial movement, on the inlet of the channel of which a sealing surface is made, while in one position the specified additional sleeve interacts with the output part with the mating profiled surface on the inner surface of the firing bottom, in the other, it interacts with the input sealing surface with the mating sealing an element located in said starting fuel channel.