RU2484287C1

RU2484287C1 - Three-component liquid-propellant engine

Info

Publication number: RU2484287C1
Application number: RU2011140177/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2011-10-03
Filing date: 2011-10-03
Publication date: 2013-06-10
Also published as: RU2011140177A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: liquid-propellant engine containing an onboard computer, an oxidiser turbo-pump unit containing in its turn the main turbine, pumps and a start-up turbine, an oxidiser gas generator, as well as an external high-pressure air bottle connected via a high-pressure pipeline through a valve to the start-up turbine, and ignition devices on the combustion chamber and the oxidiser gas generator, according to the invention, contains in addition two turbo-pump units: a turbo-pump unit of the first fuel and a turbo-pump unit of the second unit; at that, the turbo-pump unit of the first fuel includes the second main turbine, a pump of the first fuel and the second start-up turbine and gas generator of the first fuel; at that, gas generator of the first fuel is structurally combined with the turbo-pump unit of the first fuel, and turbo-pump unit of the second fuel includes the third main turbine, the pump of the second fuel and the third start-up turbine, as well as gas generator of the second fuel, turbo-pump unit of oxidiser includes an oxidiser pump and an additional oxidiser pump.

EFFECT: improving specific characteristics and improving reliability of a liquid-propellant engine.

16 cl, 9 dwg

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим на трех компонентах топлива: окислителе и двух горючих, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д. Наиболее оптимальный вариант - использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего - керосина, второго горючего - жидкого водорода.The invention relates to liquid-propellant rocket engines - liquid propellant rocket engines operating on three fuel components: an oxidizer and two combustible ones, and is aimed at improving the specific characteristics and reducing the cost of launching a rocket on which it is installed and at a significant improvement in its many characteristics: flight range, etc. d. The most optimal option is to use liquid oxygen as an oxidizing agent, the first fuel - kerosene, the second fuel - liquid hydrogen.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use in space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of spacecraft, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine one shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The exit from the condenser through the coolant line is connected to the inlet to the pump of one of the components. The output from the pump of the same component is communicated with the condenser inlet through the refrigerant line. The second input of the condenser is in communication with the output of the turbine. The pump output of the other component is in communication with the entrance to the combustion chamber. The disadvantage of the engine is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.A known method of operation of the liquid propellant rocket engine and a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, and then discharge it into the nozzle head of the combustion chamber. Part of the flow rate of one of the fuel components is directed to the combustion chamber, and the remaining part is gasified and directed to turbines of turbopump units. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture. A liquid propellant rocket engine contains a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel component feed pumps, and a turbine. The engine comprises a booster turbopump pump and a mixer installed in series in front of the feed pump of one of the fuel components of the main turbopump assembly. The pump outlet of the main turbopump assembly is connected both to the nozzle head of the combustion chamber and to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The regenerative cooling circuit, in turn, is connected with the turbines of the main and booster turbopump units, the outputs of which are connected to the mixer.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7 F02K 9/48, publ. 09/27/2002 This LPRE includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is unacceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. September 10, 2003, which contains a chamber, a turbopump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump is connected to an electric flow regulator. Another input of the regulator is connected to the starting tank with standard fuel. The output from the regulator is connected to a gas generator. The outlet of the gas generator is connected to the inlet of the turbine pump unit, the outlet of which is connected to the mixing head. The flow regulator is equipped with a hydraulic actuator of the preliminary stage, which is connected through the cavitating nozzle and hydraulic relay to the starting tank with standard fuel. The hydraulic relay is connected to the second stage of the fuel pump. The throttle installed at the output of the first stage of the fuel pump is made in conjunction with a controlled valve of the preliminary stage.

Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и, как следствие, большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.The disadvantage is the complicated pneumohydraulic circuit of the engine, the presence of a large number of valves and regulators and connecting pipelines and, as a result, a large weight and low reliability and problems when starting and turning off the engine.

Известен ЖРД по патенту РФ №20065985, опубл. в 1996 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, также он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.Known LRE according to the patent of the Russian Federation No.20065985, publ. in 1996, this rocket engine contains a combustion chamber with a nozzle, a gas generator and a turbopump assembly containing oxidizer pumps, a fuel and a starting turbine, it also contains a high-pressure air cylinder connected via a valve to the starting turbine, and ignition devices on the combustion chamber and gas generator.

Недостатки этой конструкции следующие:The disadvantages of this design are as follows:

1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200...250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины.1. Forcing the LRE by increasing the pressure in the combustion chamber is limited to a pressure of 200 ... 250 atm. A further increase in pressure will require an increase in the power of the TNA turbine to hundreds of thousands of kW, which is theoretically possible by increasing the gas temperature in front of the TNA turbine, but is not feasible due to a decrease in the strength and resource of the turbine rotor parts.

2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.2. In TNA, fuel and an oxidizer of very high pressure are simultaneously used, with their interaction self-ignition, explosion and destruction of TNA are possible.

3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.3. The liquid propellant rocket engine allows only a single inclusion in flight.

4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.4. The control of the operation of the rocket engine and the difficulty in controlling the thrust vector are not effective enough.

Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требуется мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).Multiple inclusion is used on low-power rocket engines of the last stage of launch vehicles. It is problematic to use similar fuel ignition systems in the first stages, as a powerful energy source is required to start the liquid propellant rocket engine (spin-up of the TNA rotor and igniters) due to the high consumption of oxidizer and fuel, often having a low temperature (for cryogenic fuel components).

Задачей изобретения является улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение затрат на запуск ракет.The objective of the invention is to improve the specific characteristics of the rocket engine, increasing its reliability and reducing the cost of launching missiles.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем бортовой компьютер, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат первого горючего и турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат первого горючего содержит вторую основную турбину, насос первого горючего и вторую пусковую турбину, а также газогенератор первого горючего, газогенератор первого горючего конструктивно совмещен с турбонасосным агрегатом первого горючего, турбонасосный агрегат первого горючего и турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат второго горючего содержит третью основную турбину, насос второго горючего и третью пусковую турбину, а также газогенератор второго горючего, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя.The solution of these problems was achieved in a liquid propellant rocket engine containing an on-board computer, an oxidizer turbopump assembly, which in turn contains a main turbine, pumps and a starting turbine, an oxidizer gas generator, and also an external high-pressure air cylinder connected by an external high-pressure pipe via an external quick-disconnect valve connection and check valve to the starting turbine, and ignition devices on the combustion chamber and oxidizer gas generator, in that according to the invention it is an additional but contains two turbopump units: a turbopump unit of a first fuel and a turbopump unit of a second fuel, while a turbopump unit of a first fuel comprises a second main turbine, a pump of a first fuel and a second starting turbine, as well as a gas generator of a first fuel, a gas generator of a first fuel structurally combined with a turbo of fuel, a turbopump unit of a first fuel and a turbopump unit of a second fuel, wherein the turbopump unit of a second fuel contains a third basic turbine fuel pump of the second and third starter turbine, and the second fuel gas generator, a turbopump unit oxidant comprises an oxidant pump and an additional pump oxidant.

Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего. На камере сгорания и газогенераторах могут быть установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.The combustion chamber contains a head, a cylindrical part, a nozzle, three upper collectors in the upper cylindrical part of the nozzle and one lower collector in the lower part of the nozzle, the outlet of the first main turbine of the oxidizer turbopump assembly is connected by a gas duct to the head of the combustion chamber, and the outlet of the fuel pump is connected to the lower by the collector, the outlet from the first upper collector is connected to the gas generator of the second fuel. Ignition devices connected by electrical connections to the on-board computer can be installed on the combustion chamber and gas generators.

Жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания.A liquid propellant rocket engine may include a central hinge made on a gas duct on the longitudinal axis of the combustion chamber.

Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером.The central hinge may be cylindrical. The central hinge can be made spherical. A liquid-propellant rocket engine may include speed sensors for the shafts of turbopump assemblies connected by electrical communication to an on-board computer.

Турбонасосные агрегаты могут быть установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания, разнесены на 120°, и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов могут быть выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты могут быть выполнены одинакового веса.Turbopump units can be installed in planes symmetrically with respect to the longitudinal axis of the combustion chamber, spaced 120 ° apart, and their longitudinal axes are parallel to the longitudinal axis of the combustion chamber. The shafts of the turbopump units can be rotated in opposite directions. Turbopump units can be made of the same weight.

На камере сгорания может быть выполнено силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.A power ring can be made on the combustion chamber to which one or two pairs of drives are connected to control the thrust vector.

Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной.The oxidizer gas generator may be installed between the first main turbine and the oxidizer pump. A fuel gas generator may be installed above the second main turbine.

Газовод может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего может быть выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.The gas duct can be made in a U-shape with rounded corners. The gasified fuel pipeline can be made straightforward. The side wall of the fuel gas generator can be made with the possibility of regenerative cooling and contains an inner and outer shell with a gap between them.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…9, гдеThe invention is illustrated in the drawings of figures 1 ... 9, where

- на фиг.1 приведена схема ЖРД,- figure 1 shows a diagram of the rocket engine,

- на фиг.2 приведена конструкция камеры сгорания,- figure 2 shows the design of the combustion chamber,

- на фиг.3 приведен ТНА окислителя,- figure 3 shows the TNA of the oxidizing agent,

- на фиг.4 приведен ТНА первого горючего,- figure 4 shows the TNA of the first fuel,

- на фиг.5 приведен ТНА второго горючего,- figure 5 shows the TNA of the second fuel,

- на фиг.6 приведена схема коммутации запальных устройств,- figure 6 shows the switching circuit of the ignition devices,

- на фиг.7 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,- Fig.7 shows a rocking engine rocket engine in one plane,

- на фиг.8 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,- Fig.8 shows the rocking engine rocket engine in two planes,

- на фиг.9 приведена схема ЖРД с перепуском второго горючего.- figure 9 shows a diagram of the rocket engine with bypass of the second fuel.

Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…9) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат первого горючего 4 и турбонасосный агрегат второго горючего 5, закрепленные на камере сгорания 1 при помощи тяг 6.A liquid-propellant rocket engine - LRE (Fig. 1 ... 9) contains a combustion chamber 1 with a nozzle 2, a turbopump oxidizing unit TNA 3, a turbopump unit of the first fuel 4 and a turbopump unit of the second fuel 5, mounted on the combustion chamber 1 using rods 6.

Камера сгорания 1 (фиг.1 и 2) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8 и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора: соответственно первый 12, второй 13 и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки: внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11. Внутри камеры сгорания 1 (фиг.1) выполнены верхняя плита 18, средняя плита 19 и внутренняя плита 20 с зазорами (полостью) между ними 21 и 22. Выше верхней плиты 18 выполнена полость 23. Полость 21 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 22 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 6 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 24, форсунки первого горючего 25 и форсунки второго горючего 26. Форсунки окислителя 24 сообщают полость 23 с внутренней полостью 27 камеры сгорания 1. Форсунки первого горючего 25 сообщают полость 21 с внутренней полостью 27, форсунки второго горючего 26 сообщают полость 20 с внутренней полостью 27. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 28, а к ней присоединен газовод 29.The combustion chamber 1 (Figs. 1 and 2) contains a head 7 and a cylindrical part 8 and a nozzle 2. The nozzle 2 contains a tapering part 9 and an expanding part 10 with a lower manifold 11. Three upper collectors are made on the combustion chamber 1: respectively, the first 12, the second 13 and third 14. Both the tapering 9 and the expanding 10 parts of the nozzle 2 are made with the possibility of regenerative cooling and contain two walls: the inner wall 15 and the outer wall 16 with a gap 17 between them for the passage of cooling fuel. The cavity of the gap 17 communicates with the cavity of the lower manifold 11. Inside the combustion chamber 1 (Fig. 1), an upper plate 18, a middle plate 19 and an internal plate 20 with gaps (cavity) between them 21 and 22 are made. A cavity 23 is made above the upper plate 18. The cavity 21 communicates with the cavity of the first upper manifold 12, the cavity 22 - with the cavity of the second upper manifold 13, the gap 17 - with the cavity of the third manifold 14. Inside the head 6 of the combustion chamber 1, oxidizer nozzles 24, nozzles of the first fuel 25 and nozzles of the second fuel 26 are installed. Oxidizer nozzles 24 co the cavity 23 is communicated with the internal cavity 27 of the combustion chamber 1. The nozzles of the first fuel 25 communicate the cavity 21 with the internal cavity 27, the nozzles of the second fuel 26 communicate the cavity 20 with the internal cavity 27. Ignition devices 28 are installed on the head 7 of the combustion chamber 1 and connected to it gas duct 29.

На газоводе 29 на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 30. Центральный шарнир 30 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 30 закреплен на силовой раме 31, которая установлена внутри корпуса ракеты 32. Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 33. В качестве привода 33 может быть использован гидроцилиндр 34, который с одной стороны закреплен при помощи шарнира 35 на силовой раме 31, а с другой - при помощи шарнира 36 на силовом кольце 37. Силовое кольцо 37 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К первому верхнему коллектору 12 присоединен трубопровод 38, имеющий клапан 39, другой конец трубопровода 38 соединен с ТНА первого горючего 4. Второй коллектор 13 соединен с трубопроводом 40, имеющим клапан 41, другой конец трубопровода 40 соединен с ТНА второго горючего 5. Третий верхний коллектор 14 также трубопроводом 42 соединен с ТНА второго горючего 5.On the gas duct 29 on the longitudinal axis of the combustion chamber 1, a central hinge 30 is made. The central hinge 30 can be made cylindrical to allow the combustion chamber 1 to swing in one plane or spherical to provide swing in two planes. The central hinge 30 is mounted on the power frame 31, which is installed inside the rocket body 32. To ensure the combustion chamber 1 is swinging, one or two actuators 33 are used. As the actuator 33, a hydraulic cylinder 34 can be used, which is fixed on one side by a hinge 35 to the power frame 31, and on the other hand, by means of a hinge 36 on the power ring 37. The power ring 37 can be installed on the head 7 or the cylindrical part 8 of the combustion chamber 1. To the first upper manifold 12 is connected a pipe 38 having a valve 39, the other end of the pipe oprovoda 38 is connected to the first fuel turbopump 4. The second manifold 13 is connected to a conduit 40 having a valve 41, the other end of the conduit 40 is connected to the second fuel turbopump 5. The third upper header 14 and a conduit 42 is connected to the second fuel turbopump 5.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.4) содержит основную турбину 43, насос окислителя 44, дополнительный насос окислителя 45, пусковую турбину 46, к которой присоединен трубопровод 47, вал 48, на котором установлен датчик частоты вращения 49. Соосно с ТНА окислителя 3 между основной турбиной 43 и насосом окислителя 44 установлен и закреплен газогенератор окислителя 50. Выход из основной турбины 43 газоводом 29 соединен с головой 7 камеры сгорания 1. Газовод 29 может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами радиусом r для минимизации потерь давления «кислого» газа (продуктов сгорания с избытком окислителя). Газогенератор окислителя 50 (фиг.4) содержит боковую стенку 51, выполненную из двух оболочек: внутренней 52 и внешней 53 с зазором 54 между ними. На боковой стенке 51 выполнен коллектор 55, полость которого сообщается с зазором 54. Газогенератор окислителя 50 содержит головку 56 с полостью 57 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 58 и 59. Форсунки окислителя 58 сообщают полость 57 с внутренней полостью 60, а форсунки горючего 59 сообщают полость 61, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 50 над его головкой 56 и соединена с зазором 54, с внутренней полостью 60. Между газогенератором окислителя 50 и валом 48 установлена теплоизоляция 62. Газогенератор окислителя 50 имеет запальное устройство 63. К газогенератору окислителя 50, конкретно к полости 57 внутри головки 56, присоединен трубопровод окислителя 64, содержащий клапан 65. Другой конец трубопровода окислителя 64 соединен с выходом из насоса окислителя 44. К газогенератору окислителя 50, конкретно к коллектору 55, присоединен трубопровод высокого давления первого горючего 66, содержащий регулятор расхода горючего 67 с приводом 68 и клапан высокого давления горючего 69, другой подсоединен к турбонасосному агрегату второго горючего 5. Выход из насоса окислителя 44 трубопроводом 70, содержащим дроссельную шайбу 71, соединен с входом в дополнительный насос окислителя 45. Выход из дополнительного насоса окислителя 45 трубопроводом 72, содержащим регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75, соединен с ТНА первого горючего 4 (фиг.3 и 4).The turbopump unit of the oxidizer 3 (Fig. 4) contains a main turbine 43, an oxidizer pump 44, an additional oxidizer pump 45, a start turbine 46, to which a pipe 47 is connected, a shaft 48, on which a speed sensor 49 is mounted. Coaxial with the oxidizer 3 TNA between the main turbine 43 and the oxidizer pump 44 installed and fixed the gas generator of the oxidizer 50. The output of the main turbine 43 by the gas duct 29 is connected to the head 7 of the combustion chamber 1. The gas duct 29 can be made U-shaped with rounded corners of radius r to minimize losses pressure of "acid" gas (combustion products with excess oxidizer). The oxidizer gasifier 50 (FIG. 4) comprises a side wall 51 made of two shells: an inner 52 and an outer 53 with a gap 54 between them. A collector 55 is made on the side wall 51, the cavity of which communicates with a gap 54. The oxidizer gas generator 50 comprises a head 56 with a cavity 57 and oxidizer and fuel nozzles, respectively, 58 and 59. The oxidizer nozzles 58 communicate a cavity 57 with an internal cavity 60, and the fuel nozzles 59, a cavity 61 is provided, which is made at the lower end of the oxidizer gas generator 50 above its head 56 and is connected with a gap 54, with an internal cavity 60. Thermal insulation 62 is installed between the oxidizer gas generator 50 and the shaft 48. The oxidizer gas generator 50 has firing device 63. An oxidizer conduit 64 containing a valve 65 is connected to the oxidizer gasifier 50, specifically to the cavity 57 inside the head 56. The other end of the oxidizer conduit 64 is connected to the outlet of the oxidizer pump 44. To the oxidizer gasifier 50, specifically to the collector 55, is connected a high pressure pipe of the first fuel 66 containing a fuel flow regulator 67 with an actuator 68 and a high pressure valve of the fuel 69, the other is connected to a turbopump unit of the second fuel 5. Out of the oxidizer pump 44 pipes a wire 70 containing a throttle washer 71 is connected to the inlet of the additional oxidizer pump 45. The output of the additional oxidizer pump 45 by a pipe 72 containing an oxidizer 73 flow regulator with actuator 74 and a valve 75 is connected to the first fuel oil TNA 4 (FIGS. 3 and 4) )

Турбонасосный агрегат первого горючего 4 (фиг.1 и 5) содержит вторую основную турбину 76, насос горючего 77, вторую пусковую турбину 78, к которой присоединена выхлопная труба 79. На валу 80 установлен датчик частоты вращения 81. Соосно с ТНА первого горючего 4 установлен и закреплен газогенератор первого горючего 82 Газогенератор первого горючего 82 (фиг.4) содержит боковую стенку 83, выполненную из двух оболочек: внутренней 84 и внешней 85 с зазором 86 между ними. На боковой стенке 83 выполнен коллектор 87. Газогенератор первого горючего 82 содержит головку 88 с полостью 89 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 90 и 91 соответственно и полость 92 между ними, а также форсунки окислителя и первого горючего соответственно 93 и 94. Форсунки окислителя 93 сообщают полость 89 с внутренней полостью 95, а форсунки первого горючего 94 сообщают полость 92, которая соединена с зазором 86, с внутренней полостью 95. Газогенератор первого горючего 82 имеет запальное устройство 96. К газогенератору первого горючего 82, конкретно к полости 89 внутри головки 88, присоединен трубопровод 72, содержащий регулятор расхода окислителя 73 с приводом 74 и клапан 75. Другой конец трубопровода 72 соединен с дополнительным насосом окислителя 45 (фиг.3). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 97 соединен с коллектором 87, а другой конец трубопровода первого горючего 97 соединен с выходом из насоса первого горючего 77 (фиг.4). Выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом первого горючего 64, содержащим регулятор расхода первого горючего 67 с приводом 68 и клапан 69, соединен с коллектором 55 (фиг.3 и 4). Также выход из насоса первого горючего 77 трубопроводом 98, содержащим клапан 99, соединен с нижним коллектором 11 камеры сгорания 1. К трубопроводу 98 за клапаном 99 по потоку, т.е. между клапаном 99 и нижним коллектором 11, присоединен продувочный трубопровод 100 с продувочным клапаном 101, другой конец продувочного трубопровода 100 соединен с баллоном инертного газа 102. К входу во вторую пусковую турбину 78 присоединен трубопровод 103 (фиг.4).The turbopump unit of the first fuel 4 (FIGS. 1 and 5) contains a second main turbine 76, a fuel pump 77, a second starting turbine 78, to which an exhaust pipe 79 is connected. A speed sensor 81 is installed on the shaft 80. The speed sensor 81 is aligned with the TNA of the first fuel 4 and the gas generator of the first fuel 82 is fixed. The gas generator of the first fuel 82 (Fig. 4) comprises a side wall 83 made of two shells: the inner 84 and the outer 85 with a gap 86 between them. A collector 87 is made on the side wall 83. The gas generator of the first fuel 82 comprises a head 88 with a cavity 89 inside it, an outer and inner plate 90 and 91, respectively, and a cavity 92 between them, as well as oxidizer and first fuel nozzles 93 and 94, respectively. Oxidizer nozzles 93 the cavity 89 is informed with the internal cavity 95, and the nozzles of the first fuel 94 are informed by the cavity 92, which is connected to the gap 86, with the internal cavity 95. The gas generator of the first fuel 82 has an ignition device 96. To the gas generator of the first fuel 82, specifically to the floor STI 89 within the head 88, the conduit 72 is connected, containing oxidizer 73 with a drive 74 and a flow regulator valve 75. The other end of conduit 72 is connected to the additional pump 45 (Figure 3) oxidant. The output of the first fuel pump 77 by the first fuel pipe 97 is connected to the manifold 87, and the other end of the first fuel pipe 97 is connected to the output of the first fuel pump 77 (Fig. 4). The output from the pump of the first fuel 77 by the pipeline of the first fuel 64 containing a flow regulator of the first fuel 67 with actuator 68 and valve 69 is connected to the manifold 55 (FIGS. 3 and 4). Also, the output of the first fuel pump 77 by a pipe 98 containing a valve 99 is connected to the lower manifold 11 of the combustion chamber 1. To the pipe 98 downstream of the valve 99, i.e. between the valve 99 and the lower manifold 11, a purge pipe 100 is connected with a purge valve 101, the other end of the purge pipe 100 is connected to an inert gas cylinder 102. A pipe 103 is connected to the inlet of the second start-up turbine 78 (Fig. 4).

Турбонасосный агрегат второго горючего 5 (фиг.5) содержит третью основную турбину 104, содержащую в свою очередь входной корпус 105 с полостью 106, выходной корпус 107 с полостью 108, сопловой аппарат 109, рабочее колесо 110. Кроме того, ТНА второго горючего 5 содержит насос второго горючего 111, третью пусковую турбину 112 с входным корпусом 113 с полостью 114, выходной корпус 115 с полостью 116, сопловой аппарат 117 и рабочее колесо 118. На валу 119 этого ТНА установлен датчик частоты вращения 120. К третьей пусковой турбине 112 присоединена выхлопная труба 121.The turbopump unit of the second fuel 5 (Fig. 5) contains a third main turbine 104, which in turn contains an inlet casing 105 with a cavity 106, an outlet casing 107 with a cavity 108, a nozzle apparatus 109, an impeller 110. In addition, the TNA of the second fuel 5 contains a second fuel pump 111, a third starting turbine 112 with an inlet casing 113 with a cavity 114, an outlet casing 115 with a cavity 116, a nozzle apparatus 117 and an impeller 118. A speed sensor 120 is mounted on the shaft 119 of this THA. An exhaust turbine 112 is connected to a third starting turbine 112 pipe 121.

Трубопровод 42 (фиг.5) газифицированного горючего выполнен прямолинейным для минимизации потерь давления в нем. К входному корпусу 113 третей пусковой турбины присоединен трубопровод 122.The pipeline 42 (figure 5) of gasified fuel is made straightforward to minimize pressure loss in it. A conduit 122 is connected to the inlet casing 113 of the third starting turbine.

На ЖРД установлен бортовой компьютер 123, к которому электрическими связями 124 присоединены все клапаны и регуляторы, а также запальные устройства.An on-board computer 123 is installed on the liquid propellant rocket engine, to which all valves and regulators, as well as ignition devices, are connected by electrical connections 124.

К бортовому компьютеру 123 электрическими связями 124 подключены клапаны горючего 41, второй клапан горючего 75, клапан окислителя 99, приводы 68 регулятора расхода горючего 67, клапан высокого давления горючего 41, второй клапан горючего 65, а также запальные устройства 28, 63 и 96 и датчики частоты вращения 49, 81 и 120.To the on-board computer 123, the fuel connections 41, the second fuel valve 75, the oxidizer valve 99, the actuators 68 of the fuel consumption regulator 67, the high-pressure valve of the fuel 41, the second fuel valve 65, as well as the ignition devices 28, 63 and 96 and sensors are connected by electrical connections 124 rotational speeds 49, 81 and 120.

На фиг.9 приведена вторая схема ЖРД с перепуском части второго топлива по трубопроводу 125, содержащему дроссельную шайбу 126 и третий верхний коллектор 14.Figure 9 shows the second scheme of the liquid propellant rocket engine with the bypass of a part of the second fuel through a pipeline 125 containing a throttle washer 126 and a third upper manifold 14.

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.The launch of the rocket engine is as follows.

Сжатый воздух (газ) из внешнего баллона сжатого воздуха (на фиг.1…9 баллон не показан) по трубопроводам 47, 103 и 122 поступает в первую, вторую и третью пусковые турбины 46 и 78 и 112, раскручивает валы 48, 80 и 119. Датчики частоты вращения 49, 81 и 120 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 41, 75 и 99. Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторах окислителя первого горючего 50 и 82 соответственно, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 27 (фиг.2), где воспламеняются при помощи запальных устройств 28. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2, и его температура повышается до 700…900°С.Compressed air (gas) from an external compressed air cylinder (not shown in FIG. 1 ... 9) through pipelines 47, 103 and 122 enters the first, second and third starting turbines 46 and 78 and 112, unwinds the shafts 48, 80 and 119 The speed sensors 49, 81 and 120 monitor the process of starting the rocket engine in dynamics and in operation. Then the valves 41, 75 and 99 are opened. The components of rocket fuel (fuel and oxidizer) are ignited in the oxidizer gas generators of the first fuel 50 and 82, respectively, where they burn in the first with an excess of oxidizer, and in the second with an excess of fuel. Gasified fuel and acid gas generator gas enter combustion chamber 1, more precisely, into its internal cavity 27 (FIG. 2), where it is ignited using ignition devices 28. Before that, the fuel is heated in the gap 17, cooling the inner wall 15 of nozzle 2 and its temperature rises to 700 ... 900 ° C.

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют регулятор расхода горючего 67 и регулятор расхода окислителя 73 синхронно при помощи приводов 68 и 74, используя сиглалы компьютера 123, передеваемые по электрическим связям 124.The thrust of the liquid propellant rocket engine is regulated by a fuel flow regulator 67 and an oxidizer 73 flow regulator synchronously with the help of drives 68 and 74, using the signals of computer 123 transferred via electrical connections 124.

Управление вектором тяги осуществляется при помощи приводов качания 33. Приводы качания 33 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение трех ТНА 3, 4 и 5 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3…5 и вращение их валов 48, 80 и 119 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и влияние гироскопических моментов от вращения роторов всех трех ТНА моментов на управление.The thrust vector control is carried out using swing drives 33. Swing drives 33 can be used in pairs to increase reliability. The symmetrical arrangement of three THA 3, 4 and 5 relative to the longitudinal axis of the combustion chamber 1, the same weight of the THA 3 ... 5 and the rotation of their shafts 48, 80 and 119 in different directions increases the accuracy of rocket control, since it eliminates the influence of weight asymmetry and the influence of gyroscopic moments from rotor rotations of all three TNA control moments.

Схема ЖРД (фиг.9) обеспечивает перепуск части второго горючего мимо системы регенеративного охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1 для уменьшения нагрузок на ТНА.The scheme of the liquid propellant rocket engine (Fig. 9) provides the bypass of a part of the second fuel past the regenerative cooling system of the nozzle 2 of the combustion chamber 1 to reduce the loads on the TNA.

Схемы ЖРД (фиг.1 и 9) обеспечивают его многократного включение.Schemes LRE (figure 1 and 9) provide for its multiple inclusion.

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 101 и инертным газом из баллона 102 (фиг.1 и 2) продувают камеру сгорания 1 для очистки от остатков горючего.The LRE shutdown is performed in the reverse order. After closing all the fuel and oxidizer valves, the purge valve 101 is opened and the inert gas from the cylinder 102 (FIGS. 1 and 2) is purged with the combustion chamber 1 to clean up the remaining fuel.

Применение изобретения позволит:The application of the invention will allow:

- значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов, более высокое давление в камере сгорания и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания;- significantly improve the specific characteristics of the liquid propellant rocket engine: specific thrust and specific gravity due to the complete gasification of the oxidizer and fuel before being fed into the combustion chamber, which ensures greater power of turbines and pumps, higher pressure in the combustion chamber and high enthalpy of rocket fuel components even before being fed into the chamber combustion;

- повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение;- to increase the reliability of liquid propellant rocket engines due to the separation of fuel and oxidizer pumps over a considerable distance and the exclusion of mutual penetration of the oxidizer and fuel and their ignition;

- многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что пока не принято в мировой практике ракетостроения;- repeatedly launch LRE, especially for LRE intended for the first stages of missiles, which is not yet accepted in the world practice of rocket science;

- уменьшить вес ЖРД за счет применения для работы второй пусковой турбины высокотемпературных продуктов сгорания;- reduce the weight of the rocket engine due to the use of the second starting turbine high-temperature combustion products;

- улучшить управляемость вектором тяги за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения двух ТНА, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания.- to improve the thrust vector controllability through the use of a central power hinge and a symmetrical arrangement of two TNA having a weight comparable with the weight of the combustion chamber.

Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения приоритета в мирном освоении космоса и обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции в 5…10 раз при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности.The invention can be used on missiles of any purpose, including military. Having such a patent for an invention, Russian enterprises manufacturing such rocket engines, in addition to ensuring priority in peaceful space exploration and the country's defense capabilities, will be much easier to sell them abroad to allies and friendly countries, while it is possible to increase the price of selling a unit of unique production by 5 ... 10 times lower cost due to simplicity of design and manufacturability.

Claims

1. A liquid rocket engine containing an on-board computer, an oxidizer turbopump assembly, which in turn contains a main turbine, pumps and a start turbine, an oxidizer gas generator, as well as an external high-pressure air cylinder connected by a high pressure pipe through a valve to the start-up turbine, and ignition devices on the combustion chamber and the oxidizer gas generator, characterized in that it further comprises two turbopump units: a turbopump unit of a first fuel and a turbopump unit w hot fuel, the turbo pump unit of the first fuel contains a second main turbine, a pump of the first fuel and a second start-up turbine and a gas generator of the first fuel, while the gas generator of the first fuel is structurally combined with the turbo pump unit of the first fuel, and the turbo pump unit of the second fuel contains the third main turbine the second fuel and the third starting turbine, as well as the gas generator of the second fuel, the oxidizer turbopump assembly contains an oxidizer pump and an additional pump about acidifier.

2. The liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the combustion chamber contains a head, a cylindrical part, a nozzle, three upper collectors in the upper cylindrical part of the nozzle and one lower collector in the lower part of the nozzle, the outlet of the first main turbine of the oxidizer turbopump assembly the gas duct with the head of the combustion chamber, and the outlet of the fuel pump is connected to the lower manifold, the outlet of the first upper manifold is connected to the gas generator of the second fuel.

3. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that on the combustion chamber and gas generators there are ignition devices connected by electrical connections to the on-board computer.

4. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that it contains a central hinge made on the gas duct on the longitudinal axis of the combustion chamber.

5. The liquid rocket engine according to claim 4, characterized in that the central hinge is cylindrical.

6. The liquid rocket engine according to claim 4, characterized in that the central hinge is spherical.

7. The liquid propellant rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that it comprises sensors of the number of revolutions of the shafts of turbopump units connected by electrical communication with the on-board computer.

8. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the turbopump units are mounted in planes symmetrically relative to the longitudinal axis of the combustion chamber and are spaced 120 ° apart and their longitudinal axes are parallel to the longitudinal axis of the combustion chamber.

9. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the shafts of the turbopump units are rotatable in opposite directions.

10. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the turbopump units are made of the same weight.

11. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that a power ring is made on the combustion chamber to which one or two pairs of drives are connected to control the thrust vector.

12. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the oxidizer gas generator is installed between the first main turbine and the oxidizer pump.

13. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the fuel gas generator is installed above the second main turbine.

14. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the gas duct is made in a U-shape with rounded corners.

15. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the pipeline of gasified fuel is made straightforward.

16. The liquid rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the side wall of the gas generator of the fuel is made with the possibility of regenerative cooling and contains an inner and outer shell with a gap between them.