RU2493412C1

RU2493412C1 - Liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2493412C1
Application number: RU2012126644/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Викторович Черниченко; Виталий Борисович Шепеленко; Валерий Александрович Чернышов
Original assignee: Владимир Викторович Черниченко
Priority date: 2012-06-27
Filing date: 2012-06-27
Publication date: 2013-09-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: liquid propellant rocket engine comprises at least one gas generator, at least one turbopump set, elements of power supply and control, a circular regeneratively cooled chamber with a profiled central body, in the inner cavity of which there are listed units installed, a mixing head, comprising a body, a unit of oxidant supply, mostly, oxygen, a unit of main fuel supply, a unit of additional fuel supply, a unit of a flame bottom. In the specified units along concentric circumferences there are coaxial jet nozzles installed, which create central and peripheral areas. The specified coaxial jet nozzles include a hollow tip, which connects the oxidant cavity with the combustion zone, a bushing covering the tip with a gap and connecting the cavity of the first fuel with the combustion zone. In tips of at least nozzles of the central zone in the outlet part there are radially arranged slots made in the form of alternating ledges and grooves, besides, radially arranged slots are made so that the perimeter of the central part of the jet limited with beam generatrices makes not more than 3s, beam length is 2.3…2.5s, where s - beam thickness, at the same time the number of beams is equal to three, besides, in the bushing, between ledges of the tip, there are channels, the output part of which opens to the combustion zone, and the input one connects with the additional fuel cavity.

EFFECT: improved completeness of mixture formation at all modes operating on a three-component fuel.

5 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине.The invention relates to the field of rocket propulsion and can be used to create three-component liquid rocket engines running on cryogenic components, such as oxygen, hydrogen and kerosene.

На настоящем этапе развития космических транспортных средств сложилась ситуация, когда возможности по совершенствованию химических ракетных двигателей традиционных типов, на основе стационарных или медленно протекающих рабочих процессов, практически полностью исчерпаны и ограничены незначительным улучшением энерго-массовых характеристик, достигаемым, как правило, в ущерб надежности, безопасности и экологичности.At the present stage of the development of space vehicles, a situation has arisen when the possibilities for improving traditional-type chemical rocket engines, based on stationary or slow-running work processes, are almost completely exhausted and limited by a slight improvement in energy-mass characteristics, achieved, as a rule, to the detriment of reliability, safety and environmental friendliness.

Для разработки в дальнейшем наиболее эффективных одноступенчатых систем выведения необходимо создание ЖРД нового поколения, работающих при использовании с жидким кислородом двух горючих - водорода и углеводородного горючего (УВГ), чаще всего, керосина. Основным преимуществом трехкомпонентных ЖРД по сравнению с двухкомпонентными кислородно-водородными двигателями является уменьшение потребных запасов водорода в 1,5…2 раза, что позволит сократить затраты на выведение полезной нагрузки. Это обеспечит также уменьшение "сухой" массы конструкции носителя. Проведенные исследования показали конкурентоспособность и значительную эффективность ЖРД, работающих на трехкомпонентном топливе (жидкий кислород - углеводородное горючее/керосин - жидкий водород).To develop further the most effective single-stage excretion systems, it is necessary to create a new generation liquid-propellant rocket engine that works when using two fuels with liquid oxygen - hydrogen and hydrocarbon fuel (UVH), most often, kerosene. The main advantage of a three-component liquid-propellant rocket engine compared to two-component oxygen-hydrogen engines is a reduction in the required hydrogen reserves by 1.5 ... 2 times, which will reduce the cost of removing the payload. This will also provide a reduction in the “dry” mass of the carrier structure. Studies have shown the competitiveness and significant efficiency of liquid propellant rocket engines operating on three-component fuel (liquid oxygen - hydrocarbon fuel / kerosene - liquid 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, Москва, Высшая школа, 1967 г., рис. X. 186).A well-known schematic diagram of the annular chamber of a liquid propellant rocket engine that implements this principle (A.P. Vasiliev et al. Fundamentals of the theory and calculation of liquid propellant rocket engines, Moscow, Higher School, 1967, Fig. X. 186).

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела (М.В. Добровольский и др. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования, Москва, Высшая школа, 1968 г., рис.2.32, стр.59 - 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 etc. Liquid rocket engines. Fundamentals of design, Moscow, 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 a disk-shaped nozzle of external expansion, the combustion products expand, the external boundary of expansion being determined by atmospheric pressure, and the internal boundary by the contour of the profiled central body. 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 данного ЖРД является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования, и невозможность его работы на трехкомпонентном топливе «кислород-керосин-водород».The main disadvantages of this rocket engine is the insufficiently high value of the completeness of the working process, due to the imperfection of the adopted mixture formation system, and the impossibility of its operation on the three-component fuel “oxygen-kerosene-hydrogen”.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, система смесеобразования которого позволит обеспечить повышенную полноту смесеобразования при работе на всех режимах на трехкомпонентном топливе.The objective of the invention is to remedy these disadvantages and create a three-component liquid propellant rocket engine, the mixture formation system of which will allow for increased completeness of mixture formation during operation in all modes of three-component fuel.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель согласно изобретению содержит как минимум один газогенератор, как минимум один турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, кольцевую регенеративно охлаждаемую камеру с профилированным центральным телом, во внутренней полости которго установлены перечисленные агрегаты, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно, кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища, при этом в указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны, причем упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем радиально расположенные пазы выполненытаким образом, что периметр центральной части струи, ограниченный образующими лучей, составляет не более 3s, длина луча - 2,3…2,5s, где s - толщина луча, при этом число лучей равно трем, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего.The solution of this problem is achieved by the fact that the proposed liquid rocket engine according to the invention contains at least one gas generator, at least one turbopump unit, power and regulation bodies, an annular regeneratively cooled chamber with a profiled central body, in the inner cavity of which the listed units are installed, a mixing head, comprising a housing, an oxidizing agent, mainly oxygen supply unit, a main fuel supply unit, an additional fuel supply unit, the fire bottom, while in these blocks along concentric circles coaxial coaxial-jet nozzles are installed that form the central and peripheral zones, said coaxial coaxial-jet nozzles comprising a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip and the gap connecting the gap and the gap the cavity of the first fuel with a combustion zone, while in the tips of at least the nozzles of the central zone in the output part there are radially arranged grooves made in the form alternating protrusions and depressions, and the radially spaced grooves are made so that the perimeter of the central part of the jet, limited by the generatrix of the rays, is no more than 3s, the beam length is 2.3 ... 2.5s, where s is the beam thickness, and the number of rays is three moreover, in the sleeve, between the protrusions of the tip, channels are made, the outlet of which opens into the combustion zone, the inlet is connected to the cavity of the additional fuel.

Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан ЖРД, на фиг.2 - смесительная головка камеры ЖРД, на фиг.3 - осевой разрез соосно-струйной форсунки, на фиг.4 - поперечный разрез выходной части соосно-струйной форсунки с трехлучевой выходной частью наконечника, на фиг.5 - поперечный разрез выходной части соосно-струйной форсунки с трехлучевой выходной частью наконечника в районе входа в каналы дополнительного горючего.The essence of the proposed invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows the LRE, Fig. 2 shows the mixing head of the LRE chamber, Fig. 3 shows an axial section of the coaxial-jet nozzle, and Fig. 4 is a transverse section of the output part of the coaxial-jet nozzle with three-beam output part of the tip, figure 5 is a cross section of the output part of the coaxial-jet nozzle with a three-beam output part of the tip in the area of entry into the channels of additional fuel.

Соосно-струйная форсунка смесительной головки предложенного ЖРД содержит полый наконечник 1 с осевым каналом 2 внутри него, соединяющим полость окислителя с полостью камеры сгорания. В выходной части наконечника выполнены радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов 3 и впадин 4. На наконечник 1 с кольцевым зазором 5 установлена втулка 6, соединяющая полость между втулкой и наконечником с полостью камеры сгорания. Во втулке 6, между выступами 3 наконечника, выполнены каналы 7, выходная часть 8 которых открывается в зону горения, входная 9 - соединяется с полостью блока подачи керосина при помощи каналов 10, при этом наружный профиль каналов 7 эквидистантен профилю выходной части наконечника 1.The coaxial-jet nozzle of the mixing head of the proposed LRE contains a hollow tip 1 with an axial channel 2 inside it, connecting the cavity of the oxidizer with the cavity of the combustion chamber. In the output part of the tip there are made radially arranged grooves made in the form of alternating protrusions 3 and depressions 4. A sleeve 6 is installed on the tip 1 with an annular gap 5, connecting the cavity between the sleeve and the tip with the cavity of the combustion chamber. In the sleeve 6, between the protrusions 3 of the tip, channels 7 are made, the output part 8 of which opens into the combustion zone, the input 9 is connected to the cavity of the kerosene supply unit using channels 10, while the outer profile of the channels 7 is equidistant to the profile of the output part of the tip 1.

Форсунки установлены в корпусе смесительной головки, содержащей блок подачи окислителя 11, блок подачи основного горючего - водорода 12 (блок подачи водорода), блок подачи дополнительного горючего - керосина 13 (блок подачи керосина), огневое днище 14.The nozzles are installed in the housing of the mixing head containing the oxidizer supply unit 11, the main fuel supply unit - hydrogen 12 (hydrogen supply unit), the additional fuel supply unit - kerosene 13 (kerosene supply unit), the fire plate 14.

Камера ЖРД содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания 15 с критическим сечением 16 и соплом 17.The LRE chamber contains a regeneratively cooled combustion chamber 15 with a critical section 16 and a nozzle 17.

В состав ЖРД также входят один газогенератор 18, один турбонасосный агрегат 19, агрегаты питания и регулирования 20.The composition of the LRE also includes one gas generator 18, one turbopump unit 19, power supply and regulation units 20.

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

При помощи турбонасосного агрегата 19, приводимого в действие продуктами сгорания, получаемыми в газогенераторе 18, режим работы которого определяется агрегатами питания и регулирования 20, компоненты топлива подаются в смесительную головку, в полость блока окислителя 11, основного горючего 12 и дополнительного горючего 13.Using a turbopump unit 19, driven by the combustion products obtained in the gas generator 18, the mode of operation of which is determined by the power supply and regulation units 20, the fuel components are fed into the mixing head, into the cavity of the oxidizer block 11, the main fuel 12 and additional fuel 13.

Из полости блока подачи окислителя 11 окислитель по осевому каналу 2 внутри наконечника 1 подается в камеру сгорания. В месте расположения радиальных впадин 4 струя окислителя принимает форму выходного сечения наконечника, в данном случае форму радиальных впадин 4, что приводит к изменению формы поперечного сечения струи и увеличению периметра контакта при неизменной площади сечения.From the cavity of the oxidizer supply unit 11, the oxidizer is fed through the axial channel 2 inside the tip 1 to the combustion chamber. At the location of the radial depressions 4, the oxidizing jet takes the form of the output section of the tip, in this case the shape of the radial depressions 4, which leads to a change in the cross-sectional shape of the jet and an increase in the contact perimeter with a constant cross-sectional area.

Изменение формы струи окислителя с круглой на трехлучевую звездообразную при неизменной площади выходного сечения улучшает условия разрушения струи, позволяет уменьшить характерный поперечный размер струи и длину нераспавшейся части струи. Кроме этого, контакт струи окислителя со струей горючего происходит по поверхности образовавшихся ребер, что приводит к его увеличению по сравнению с круглой струей на 30-45%. Следовательно, на выходе из наконечника струя окислителя более склонна к потере своей целостности и быстрее распадается, что позволяет улучшить условия перемешивания компонентов на всех режимах.Changing the shape of the oxidizer jet from round to a three-beam star-shaped with a constant output cross-sectional area improves the conditions for the destruction of the jet, and reduces the characteristic transverse size of the jet and the length of the non-decaying part of the jet. In addition, the contact of the oxidizer jet with the fuel jet occurs on the surface of the formed ribs, which leads to its increase in comparison with a round jet by 30-45%. Consequently, at the exit from the tip, the oxidizer jet is more prone to loss of its integrity and decomposes faster, which improves the mixing conditions of the components in all modes.

Водород из полости блока подачи водорода 12 по зазору 5 между наконечником 1 и втулкой 6 подается в зону горения. На режиме первой ступени, через каналы 7, при помощи каналов 10 с входной частью 9 из полости блока подачи керосина 13 в камеру сгорания также подается керосин, который, соединяясь с водородом, увеличивает плотность горючего «водород-керосин», что приводит к повышению эффективности работы двигателя на режиме первой ступени.Hydrogen from the cavity of the hydrogen supply unit 12 through the gap 5 between the tip 1 and the sleeve 6 is fed into the combustion zone. In the first stage mode, through channels 7, through channels 10 with an inlet 9 from the cavity of the kerosene supply unit 13, kerosene is also fed into the combustion chamber, which, when combined with hydrogen, increases the density of the fuel “hydrogen-kerosene”, which leads to an increase in efficiency engine operation in the first stage mode.

Компоненты топлива поступают в полость камеры сгорания 15, воспламеняются и сгорают, образуя при этом продукты сгорания, обладающие значительной кинетической энергией и высокой температурой. Продукты сгорания компонентов топлива движутся к критическому сечению 16, проходят через него и расширяются в сопле 17, создавая при этом тягу ЖРД.The components of the fuel enter the cavity of the combustion chamber 15, ignite and burn, thus forming combustion products having significant kinetic energy and high temperature. The combustion products of the fuel components move to the critical section 16, pass through it and expand in the nozzle 17, creating thrust rocket engine.

Охлаждение огневого днища 14 на всех режимах осуществляется водородом.The cooling of the firing bottom 14 in all modes is carried out by hydrogen.

На режиме второй и последующих ступеней подача керосина через каналы 7 отсекается, и ЖРД продолжает работать на компонентах «водород-кислород» с повышенной эффективностью за счет улучшенного смесеобразования.In the second and subsequent stages, the supply of kerosene through channels 7 is cut off, and the liquid propellant rocket engine continues to operate on hydrogen-oxygen components with increased efficiency due to improved mixture formation.

Применение предложенного технического решения в кислородно-водородных/керосиновых ЖРД позволит значительно упростить конструкцию смесительной головки камеры и повысить эффективность работы двигателя на трехкомпонентном топливе.The application of the proposed technical solution in oxygen-hydrogen / kerosene liquid propellant rocket engines will significantly simplify the design of the mixing head of the chamber and increase the efficiency of the engine using three-component fuel.

Claims

A liquid-propellant rocket engine, characterized in that it contains at least one gas generator, at least one turbopump unit, power and control elements, an annular regeneratively cooled chamber with a profiled central body, in the inner cavity of which the listed units are installed, a mixing head including a housing, a unit the supply of the oxidizing agent, mainly oxygen, the main fuel supply unit, the additional fuel supply unit, the firing base unit, while in these units coaxial coaxial-jet nozzles forming central and peripheral zones are installed on the centric circles, said coaxial coaxial-jet nozzles comprising a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the first combustible cavity to the zone at the tips of at least the nozzles of the central zone in the output part there are radially spaced grooves made in the form of alternating protrusions and depressions, moreover, the laid grooves are made in such a way that the perimeter of the central part of the jet, limited by the generatrix of the rays, is no more than 3s, the beam length is 2.3 ... 2.5s, where s is the thickness of the beam, while the number of rays is three, and in the sleeve, between protrusions of the tip, channels are made, the outlet of which opens into the combustion zone, the inlet is connected to the cavity of the additional fuel.