RU2575238C1

RU2575238C1 - Three-component liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2575238C1
Application number: RU2014136973/06A
Authority: RU
Inventors: Виктор Дмитриевич Горохов; Александр Георгиевич Милованов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Filing date: 2014-09-11
Publication date: 2016-02-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: claimed rocket engine comprises the chamber, gas generator, control and adjustment units, at least one turbopump assembly with at least two pumps of two liquid propellants. Note here that the gas path downstream of at least one turbine is communicated with the chamber mixing head. In compliance with claimed invention, the pump of liquid propellant of lower density is fitted on the separate shaft. The mixer is arranged in the gas path communicating the gas generator and the turbine, downstream of the chamber cooling path, or with the turbodrive connected with outlet chamber of the pump of one of liquid propellants. Note here that the adjustment assembly is mounted at the pipe communicating the oxidizer pump outlet and the gas generator mixing head, or at the pipe communicating the manifold downstream of the chamber cooling path and gas generator mixing head, or at the pipe communicating the outlet of pipe of lower-density liquid propellant and the gas generator mixing head.

EFFECT: higher specific thrust pulse and decreased weight of liquid-propellant rocket engine.

3 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы.The present invention relates to the field of rocket propulsion, focused on space transport systems.

Одним из главных требований, предъявляемых к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД) является требование по обеспечению максимально возможного значения удельного импульса тяги (экономичности) при сочетании с максимально возможным значением средней плотности топлива. Двухкомпонентные комбинации топлив не удовлетворяют данным требованиям. Так, например, кислородно-углеводородное топливо имеет высокое значение плотности, но низкое значение экономичности, а кислородно-водородное топливо - низкое значение плотности и высокое значение экономичности.One of the main requirements for a liquid propellant rocket engine (LRE) is the requirement to ensure the highest possible value of specific impulse of thrust (economy) when combined with the highest possible value of average fuel density. Two-component fuel combinations do not meet these requirements. So, for example, oxygen-hydrocarbon fuel has a high density value, but a low value of economy, and oxygen-hydrogen fuel has a low density value and a high value of economy.

При совместном горении в камере ЖРД трехкомпонентных композиций, например кислород-керосин-водород или кислород-метан (сжиженный природный газ)-водород, можно получить более оптимальное сочетания плотности топлива и экономичности, что позволяет уменьшить стартовую массу ракеты-носителя (РН) на ~10% или увеличить массу полезного груза (ПГ) на ~5%. Применение трехкомпонентных двигателей по сравнению с двухкомпонентными (кислородно-углеводородными и кислородно-водородными в составе одной РН) позволяют уменьшить массу конструкции РН и стоимость двигательной установки.When co-burning three-component compositions, for example, oxygen-kerosene-hydrogen or oxygen-methane (liquefied natural gas) -hydrogen, in the LRE chamber, it is possible to obtain a more optimal combination of fuel density and economy, which reduces the launch mass of the launch vehicle (LV) by ~ 10% or increase the mass of the payload (GH) by ~ 5%. The use of three-component engines in comparison with two-component (oxygen-hydrocarbon and oxygen-hydrogen as part of a single LV) can reduce the mass of the LV design and the cost of the propulsion system.

Также важным преимуществом трехкомпонентных двигателей является возможность изменения по траектории полета процентного содержания в топливе горючих, что дополнительно улучшает массовые характеристики РН, делая возможность перехода к одноступенчатым летательным аппаратам, в том числе многоразового применения.Another important advantage of three-component engines is the ability to change the percentage of fuel in the fuel along the flight path, which further improves the mass characteristics of the launch vehicle, making it possible to switch to single-stage aircraft, including reusable ones.

Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (см. патент РФ №2065068, кл. F02K 9/46), содержащий камеру, агрегаты подачи окислителя горючего, агрегаты управления и регулирования с магистралями, трехкомпонентный газогенератор.Known three-component liquid propellant rocket engine (see RF patent No. 2065068, class F02K 9/46), containing a chamber, units for supplying fuel oxidizer, control and regulation units with highways, a three-component gas generator.

Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосные агрегаты подачи трех компонентов, агрегаты управления и регулирования с магистралями, имеющий трехкомпонентный газогенератор, соединенный через пускоотсечной клапан и регулирующий элемент с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан с магистралью второго горючего, один из выходов трехпозиционного клапана соединен с магистралью питания газогенератора первым горючим, к которой через пускоотсечной клапан и дозирующее устройство подведена магистраль высокого давления инертного газа, причем на одном валу с насосом первого горючего установлен дополнительный насос второго горючего, соединенный магистралью через трехпозиционный клапан с основным насосом второго горючего, выход из дополнительного насоса второго горючего соединен через обратный клапан с рубашкой охлаждения камеры, а вход турбины насоса первого горючего соединен через трехпозиционный клапан с газовой магистралью после газогенератора и с входом в турбину насоса второго горючего (см. патент РФ №2065985 МПК F02K 9/46 от 27.08.1996 г. - прототип).Known three-component liquid rocket engine containing a chamber, turbopump supply units of three components, control and regulation units with highways, having a three-component gas generator connected through a start-off valve and a control element with a first fuel pump and through a three-position valve with a second fuel main, one of the outputs of a three-position the valve is connected to the supply line of the gas generator by the first fuel, to which through the start-off valve and the metering device the inert gas high pressure line is tweened, moreover, an additional second fuel pump is installed on the same shaft with the first fuel pump, connected via a three-position valve to the main fuel pump via the three-position valve, the output of the second fuel pump is connected through the check valve to the chamber cooling jacket, and the turbine inlet the first fuel pump is connected through a three-position valve to the gas line after the gas generator and to the entrance to the turbine of the second fuel pump (see RF patent No. 2065985 IPC F02K 9/46 from 08/27/1996 - prototype).

Недостатком ЖРД, принятого за прототип, является то, что на одном валу установлены насосы первого и второго горючих. При близких значениях плотности это решение является правильным. Однако при использовании горючих с существенно разными значениями плотности (водород в 6 и 12 раз имеет меньшую плотность, чем метан и керосин соответственно) это приводит к низким значениям коэффициентов полезного действия и увеличенным значениям массы системы подачи. Так, например, для кислородно-керосиновых и кислородно-метановых систем подачи значения оборотов ротора составляют 20000-40000 об/мин, а для подачи водорода 60000-125000 об/мин.The disadvantage of the liquid propellant rocket engine adopted for the prototype is that the first and second fuel pumps are installed on one shaft. At close density values, this solution is correct. However, when using fuels with significantly different density values (hydrogen is 6 and 12 times lower in density than methane and kerosene, respectively), this leads to low efficiency and increased mass values of the feed system. So, for example, for oxygen-kerosene and oxygen-methane supply systems, the rotor revolutions are 20000-40000 rpm, and for hydrogen supply 60000-125000 rpm.

Вторым недостатком ЖРД, принятого за прототип, является то, что его конструкция обеспечивает работу как на трехкомпонентном режиме (например, кислород-керосин-водород), так и на двухкомпонентном режиме (кислород-водород). На обоих режимах камеры охлаждаются водородом. Это приводит к снижению удельных энерго-массовых характеристик. Так, например, применение водорода вместо метана приводит к увеличению гидросопротивления тракта охлаждения камеры в ~2 раза (~120 ктс/см² вместо ~60 ктс/см²), повышению температуры генераторного газа на 8-12% (~900 К вместо ~800 К), увеличению мощности водородного насоса на 10÷15%.The second drawback of the liquid propellant rocket engine adopted for the prototype is that its design ensures operation both in the three-component mode (for example, oxygen-kerosene-hydrogen) and in the two-component mode (oxygen-hydrogen). In both modes, the chambers are cooled by hydrogen. This leads to a decrease in specific energy-mass characteristics. For example, the use of hydrogen instead of methane leads to an increase in the hydroresistance of the cooling path of the chamber by a factor of ~ 2 (~ 120 kts / cm ² instead of ~ 60 kts / cm ² ), and an increase in the temperature of the generator gas by 8-12% (~ 900 K instead of ~ 800 K), an increase in the power of the hydrogen pump by 10 ÷ 15%.

Третьей особенностью ЖРД, принятого за прототип, является то, что применение трехкомпонентного газогенератора не обеспечивает оптимальные характеристики генераторного газа (газовая постоянная R, температура Тгг и разброс температуры ΔT). Это связано с тем, что процессы распыла, испарения и горения водорода и, например, керосина с кислородом разные. Более существенное отличие этих процессов происходит в периферийной зоне, где сказывается влияние стенки (разные коэффициенты вязкости).The third feature of the liquid propellant rocket engine adopted for the prototype is that the use of a three-component gas generator does not provide optimal characteristics of the generator gas (gas constant R, temperature Tg and temperature spread ΔT). This is due to the fact that the processes of atomization, evaporation and combustion of hydrogen and, for example, kerosene and oxygen are different. A more significant difference between these processes occurs in the peripheral zone, where the influence of the wall affects (different viscosity coefficients).

Задачей предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков прототипа, а именно, в конечном итоге, повышение удельного импульса тяги (экономичности) и снижение массы ЖРД.The task of the invention is to eliminate the noted disadvantages of the prototype, namely, ultimately, increasing the specific impulse of thrust (efficiency) and reducing the mass of the rocket engine.

Поставленная задача решается тем, что в известном трехкомпонентном ЖРД, содержащем камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора.The problem is solved in that in the well-known three-component liquid propellant rocket engine containing a chamber, a gas generator, control and regulation units, at least one turbopump unit with at least two pumps for two combustible ones, the gas path being connected after at least one turbine with a mixing head of the chamber, according to the invention, a fuel pump with a lower density is mounted on a separate shaft, and a mixer is connected to the gas path connecting the gas generator and the turbine, connected by a pipeline to the collector, after the cooling path of the chamber, or a turbo drive connected to the outlet cavity of the pump of one of the combustibles, the control unit being installed on the pipeline connecting the outlet of the oxidizer pump and the mixing head of the gas generator, or on the pipeline connecting the collector after the cooling path of the chamber and the mixing head of the gas generator, or on a pipeline connecting the outlet of the fuel pump with a lower density and the mixing head of the gas generator.

Сущность предлагаемого ЖРД иллюстрируется принципиальными схемами, приведенными на фиг. 1, фиг. 2 и фиг. 3 следующими обозначениями:The essence of the proposed rocket engine is illustrated by the circuit diagrams shown in FIG. 1, FIG. 2 and FIG. 3 by the following notation:

1, 2, 3 - магистрали подвода компонентов топлива в насосы;1, 2, 3 - lines for supplying fuel components to pumps;

4, 5, 6 - насосы;4, 5, 6 - pumps;

7, 8, 9, 10 - магистрали отвода компонентов из насосов;7, 8, 9, 10 - lines of removal of components from the pumps;

11 - камера;11 - camera;

12 - газогенератор;12 - gas generator;

13 - магистраль подвода горючего в смеситель или в газогенератор;13 - highway for supplying fuel to the mixer or to the gas generator;

14 - смеситель;14 - mixer;

15, 16 - турбины;15, 16 - turbines;

17 - агрегат регулирования.17 - regulation unit.

Предлагаемый двигатель (фиг. 1, фиг. 2 и фиг. 3) состоит из магистралей подвода компонентов топлива 1, 2 и 3, насосов 4, 5 и 6, магистралей отвода компонентов топлива из насосов 7, 8, 9 и 10, камеры 11, газогенератора 12, магистрали подвода горючего в смеситель или в газогенератор 13, смесителя 14, турбин 15 и 16, агрегата регулирования 17.The proposed engine (Fig. 1, Fig. 2 and Fig. 3) consists of highways for supplying fuel components 1, 2 and 3, pumps 4, 5 and 6, highways for withdrawing fuel components from pumps 7, 8, 9 and 10, chamber 11 , gas generator 12, a line for supplying fuel to the mixer or gas generator 13, mixer 14, turbines 15 and 16, control unit 17.

Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.

Компоненты топлива поступают из баков ракеты-носителя (РН) по магистралям 1, 2 и 3 на вход насосов 4, 5 и 6. Из насосов компоненты топлива по магистралям 7, 8, 9 и 10 поступают на охлаждение и в смесительную головку камеры 11, в смесительную головку газогенератора 12 (фиг. 1, фиг. 3) или в смеситель 14 (фиг. 2) соответственно. По магистрали 13 горючее после охлаждения камеры поступает в смеситель 14 (фиг. 1, фиг. 3) или в смесительную головку газогенератора (фиг. 2). После смесителя газ подается на турбины 15 и 16. Для обеспечения регулирования двигателя по режиму установлен агрегат регулирования 17 на магистрали 9 (фиг. 1), или на магистрали 13 (фиг. 2), или на магистрали 10 (фиг. 3).The components of the fuel come from the tanks of the launch vehicle (LV) along the lines 1, 2 and 3 to the input of the pumps 4, 5 and 6. From the pumps, the components of the fuel along the lines 7, 8, 9 and 10 go to the cooling and mixing head of the chamber 11, to the mixing head of the gas generator 12 (Fig. 1, Fig. 3) or to the mixer 14 (Fig. 2), respectively. On line 13, the fuel after cooling the chamber enters the mixer 14 (Fig. 1, Fig. 3) or into the mixing head of the gas generator (Fig. 2). After the mixer, gas is supplied to the turbines 15 and 16. To ensure engine regulation according to the mode, the control unit 17 is installed on line 9 (Fig. 1), or on line 13 (Fig. 2), or on line 10 (Fig. 3).

Установка насоса горючего с меньшей плотностью на отдельном валу позволяет в каждом турбонасосном агрегате получить максимально возможные КПД турбин и насосов за счет оптимальных оборотов роторов, а значит, высокие значения давлений за насосами и в камере сгорания, что увеличивает степень расширения продуктов сгорания в сопле и удельный импульс тяги двигателя.The installation of a fuel pump with a lower density on a separate shaft makes it possible to obtain the maximum possible efficiency of turbines and pumps in each turbopump due to optimal rotor speeds, which means high pressure values behind the pumps and in the combustion chamber, which increases the degree of expansion of the combustion products in the nozzle and the specific engine thrust impulse.

Установка между газогенератором и турбинами смесителя позволяет обеспечить максимально эффективное взаимодействие окислителя с горючим, в газогенераторе, т.е. вступление в реакцию в полном количестве одного или другого (в зависимости от расходов), а затем при балластировке вторым горючим обеспечить высокие (по R) и стабильные (по Т) параметры газа, подаваемого на турбины. Это в свою очередь дополнительно увеличивает мощность турбин, а значит давления за насосами, в камере сгорания, и, соответственно, удельный импульс тяги.The installation between the gas generator and turbines of the mixer allows for the most efficient interaction of the oxidizing agent with the fuel in the gas generator, i.e. the full reaction of one or the other (depending on the flow rate), and then, when ballasted with a second fuel, to ensure high (in R) and stable (in T) parameters of the gas supplied to the turbines. This, in turn, additionally increases the power of the turbines, which means the pressure behind the pumps in the combustion chamber, and, accordingly, the specific impulse of thrust.

Агрегат регулирования как исполнительный орган позволяет иметь простую систему регулирования, которая изменением температуры газа в газогенераторе меняет режим работы двигателя по тяге.The control unit as an executive body allows you to have a simple control system, which, by changing the temperature of the gas in the gas generator, changes the engine's thrust mode.

Изменение температуры газа в газогенераторе обеспечивается изменением агрегатом регулирования расхода кислорода (фиг. 1), или расхода высокоплотного горючего (фиг. 2), или расхода низкоплотного горючего (фиг. 3) в смесительную головку газогенератора.A change in the temperature of the gas in the gas generator is provided by a change in the unit for controlling the flow of oxygen (Fig. 1), or the flow rate of high-density fuel (Fig. 2), or the flow rate of low-density fuel (Fig. 3) to the mixing head of the gas generator.

Claims

A three-component liquid rocket engine containing a chamber, a gas generator, control and regulation units, at least one turbopump unit with at least two pumps for two combustibles, the gas path after at least one turbine connected to the mixing head of the chamber, characterized the fact that a fuel pump with a lower density is mounted on a separate shaft, and a mixer is connected to the gas path connecting the gas generator and the turbine, connected by a pipeline to the collector installed after the cooling path the chamber, or a turbo-drive connected to the outlet cavity of the pump of one of the combustibles, the control unit being installed on the pipeline connecting the outlet of the oxidizer pump and the mixing head of the gas generator, or on the pipeline connecting the collector after the cooling path of the chamber and the mixing head of the gas generator, or on the pipeline connecting the outlet of the fuel pump with a lower density and the mixing head of the gas generator.