RU2496021C1

RU2496021C1 - Liquid propellant engine

Info

Publication number: RU2496021C1
Application number: RU2012126653/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Викторович Черниченко; Виталий Борисович Шепеленко; Павел Анатольевич Солженикин
Original assignee: Владимир Викторович Черниченко
Priority date: 2012-06-27
Filing date: 2012-06-27
Publication date: 2013-10-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed engine comprises gas generator, turbo pump unit, feed and adjustment assemblies, mixing head including housing, unit to feed oxidiser, mainly, oxygen, primary fuel feed tank, extra fuel feed tank and fire bottom unit. Coaxial aligned-jet nozzles making central and peripheral zones are arranged in said units in concentric circles. Said coaxial aligned-jet nozzles include hollow body communicating oxidiser zone with fire zone, sleeve covering said body with clearance to communicate the primary fuel unit with fire zone. Note here that bodies of at least central zone nozzles have radial grooves at their outlets composed of alternating ledges and recesses. Note also that the sleeve between body ledges has channels with outlets open to fire zone and inlets communicated with extra fuel unit chamber.

EFFECT: three-component fuel rocket engine, better mix formation.

5 dwg

Description

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно работающих на трехкомпонентном топливе.The invention relates to the field of power plants, and in particular to devices for mixing and atomizing fuel components, and can be used in the development of liquid rocket engines (LRE), especially those operating on three-component fuel.

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 opportunities for improving traditional-type chemical rocket engines (based on stationary or slowly 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).

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, и включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, как минимум, один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989 г., 420 стр. ЖРД SSME, стр.93-94 - прототип).Known liquid rocket engine containing a chamber with a mixing head, comprising a housing, an oxidizer supply unit, a fuel supply unit, a fire plate, coaxial coaxial-jet nozzles located in the mixing head along concentric circles and forming a central and peripheral zone, and including a hollow tip, connecting the oxidizer cavity with the combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the fuel cavity with the combustion zone, at least one gas generator, at least one round a booster unit, power and regulation units (Gakhun G.G. et al. Design and design of liquid-propellant rocket engines, M., Mechanical Engineering, 1989, 420 pp. SSME LRE, pp. 93-94 - prototype).

Указанный двигатель работает следующим образом.The specified engine operates as follows.

Окислитель из полости блока подачи окислителя по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования.The oxidizing agent from the cavity of the oxidizer supply unit through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber for further use.

Горючее из полости блока охлаждения огневого днища по втулкам форсунок подается в камеру сгорания. Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания.Fuel from the cavity of the firing base cooling unit is supplied to the combustion chamber via nozzle bushings. The generator gas from the cavity of the generator gas block through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber.

Компоненты топлива поступают в полость камеры сгорания, воспламеняются и сгорают, образуя при этом продукты сгорания. Продукты сгорания движутся к критическому сечению, проходят через него и расширяются в сопле, создавая при этом тягу.The components of the fuel enter the cavity of the combustion chamber, ignite and burn, thus forming combustion products. The combustion products move to the critical section, pass through it and expand in the nozzle, creating traction.

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.

Поставленная задача достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель, согласно изобретению, содержит, как минимум, один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей 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 во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего.The task is achieved in that the proposed liquid rocket engine, according to the invention, contains at least one gas generator, at least one turbopump unit, power supply and control units, a chamber with a mixing head including a housing, an oxidizing agent, mainly oxygen, a main fuel supply unit, an additional fuel supply unit, a fire bottom unit, and coaxial coaxial-jet nozzles are installed in said blocks along concentric circles e 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 with a gap and connecting the first fuel cavity to the combustion zone, while 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, and in the sleeve, between the protrusions of the tip, channels are made, the output part of which opens into the zone combustion, inlet - connected to the cavity of 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 четырехлучевой выходной частью наконечника, на фиг.5 - поперечный разрез выходной части соосно-струйной форсунки с четырехлучевой 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 four-beam output part of the tip, figure 5 is a cross section of the output part of the coaxial-jet nozzle with a four-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.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.

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 пазов струя окислителя принимает форму выходного сечения наконечника, в данном случае форму радиальных пазов, 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 grooves, the oxidizing jet takes the form of the output section of the tip, in this case the shape of the radial grooves, 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 четырехлучевую 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 four-beam star-shaped with a constant output section improves the conditions for the destruction of the jet, 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.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.

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.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 rocket engine, characterized in that it contains at least one gas generator, at least one turbopump unit, power supply and control units, a chamber with a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, mainly oxygen, a main fuel supply unit, a unit the supply of additional fuel, the block of the firing bottom, while in these blocks along concentric circles mounted coaxial coaxial-jet nozzles forming the Central and peripheral zones, moreover, Coaxial coaxial jet nozzles include a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the first fuel cavity to the combustion zone, while at least the nozzles of the central zone have radially located grooves in the tips made in the form of alternating protrusions and depressions, moreover, in the bushing between the protrusions of the tip are made channels, the outlet of which opens into the combustion zone, the inlet is connected to the cavity fuel oil.