RU2579295C1

RU2579295C1 - Liquid-propellant engine

Info

Publication number: RU2579295C1
Application number: RU2015110322/06A
Authority: RU
Inventors: Константин Иванович Вовчаренко; Андрей Александрович Гуртовой; Александр Фролович Ефимочкин; Григорий Николаевич Шаров
Original assignee: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date: 2015-03-23
Filing date: 2015-03-23
Publication date: 2016-04-10

Abstract

FIELD: rocket science.

SUBSTANCE: invention relates to liquid-propellant engines (LPE) and can be used in their designing. Liquid-propellant engine running on cryogenic components fuel chamber with cooling circuit consisting of two sections of cooling oxidiser and fuel turbo pump units, on the turbine which of the sections are supplied cooling gas-fired and heated propellant components, ACS units, igniters for ignition of fuel components in the "hot units, the output of each section of the cooling circuit is connected with ignition devices.

EFFECT: invention provides higher reliability due to usage of gasified in the cooling channel of combustion chamber fuel components for ignition of fuel components in ignition device of the chamber.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при проектировании ЖРД. Одной из наиболее сложных задач, стоящих при создании ЖРД, является отработка процесса воспламенения несамовоспламеняющихся компонентов топлива в «горячих» агрегатах: камере и газогенераторе.The invention relates to liquid rocket engines (LRE) and can be used in the design of LRE. One of the most difficult tasks facing in creating a liquid fuel rocket engine is to develop a process for igniting non-combustible fuel components in “hot” units: a chamber and a gas generator.

Для решения этой задачи, с одной стороны, применяются различные поджигающие устройства: электрические, пиротехнические, плазменные, лазерные, химические. С другой стороны, в связи с широким применением в ЖРД криогенных компонентов топлива (кислород, водород, метан и др.), к компонентам топлива, подаваемым в воспламеняющие устройства, предъявляются требования по однозначности их фазового состояния.To solve this problem, on the one hand, various ignition devices are used: electrical, pyrotechnic, plasma, laser, chemical. On the other hand, due to the widespread use of cryogenic fuel components (oxygen, hydrogen, methane, etc.) in liquid propellant rocket engines, requirements are made for the components of fuel supplied to ignition devices for the uniqueness of their phase state.

Неоднозначность фазового состояния, а следовательно, и параметров компонентов топлива, может привести как к критической задержке воспламенения и даже срыву воспламенения и незапуску двигателя, так и к воспламенению компонентов топлива при температуре, превышающей максимально допустимую, что приводит к возгоранию элементов конструкции и аварии.The ambiguity of the phase state, and, consequently, of the parameters of the fuel components, can lead to both a critical delay in ignition and even failure to ignite and the engine not starting, and to ignition of the fuel components at a temperature exceeding the maximum permissible level, which leads to ignition of structural elements and an accident.

Известна схема двигателя (патент №2410559, зарегистрирован 27.01.2011, приоритет 13.08.2009), охлаждающий тракт камеры которого состоит из двух отдельных участков, один из которых охлаждается горючим, а другой окислителем, при этом каждый из газифицированных компонентов топлива приводит во вращение турбину ТНА «своего» компонента топлива. Недостатком этой схемы является неиспользование газифицированных в охлаждающем тракте камеры двигателя компонентов топлива для поджига компонентов топлива в запальном устройстве камеры (и, возможно, газогенератора при газогенераторной схеме) для надежного воспламенения.A known engine scheme (patent No. 2410559, filed January 27, 2011, priority August 13, 2009), the cooling path of the chamber of which consists of two separate sections, one of which is cooled by fuel and the other by oxidizer, each of the gasified fuel components drives the turbine TNA of “its” fuel component. The disadvantage of this scheme is the non-use of gas components gasified in the cooling path of the engine chamber of the engine to ignite the fuel components in the ignition device of the chamber (and, possibly, the gas generator in the gas generator circuit) for reliable ignition.

Целью предлагаемого изобретения является устранение этого недостатка, а именно, использование газифицированных в охлаждающем тракте компонентов топлива для организации поджига в запальном устройстве, а следовательно, и в «горячих» агрегатах двигателя. Поставленная цель достигается тем, что жидкостный ракетный двигатель, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.The aim of the invention is to eliminate this drawback, namely, the use of gas components gasified in the cooling tract to organize ignition in the ignition device, and therefore in the “hot” engine units. This goal is achieved in that a liquid-propellant rocket engine running on cryogenic fuel components, comprising a chamber with a cooling path consisting of two oxidizer and fuel cooling sections, turbopump units, to the turbines of which gasified and heated fuel components, automation units, are supplied from the cooling sections ignition devices for igniting the fuel components in the “hot units”, while the exit from each section of the cooling path is in communication with the ignition devices.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемой, представленной на чертеже, где изображены следующие агрегаты:The invention is illustrated by the diagram shown in the drawing, which shows the following units:

1 - Камера;1 - Camera;

2 - Смесительная головка;2 - Mixing head;

3 - Участок охлаждения тракта, использующего горючее;3 - Plot cooling path using fuel;

4 - Участок охлаждения тракта, использующего окислитель;4 - plot cooling path using an oxidizing agent;

5 - Запальное устройство;5 - Ignition device;

6 - Свеча;6 - Candle;

7, 8 - Магистрали, подводящие компоненты топлива к запальному устройству;7, 8 - Highways supplying fuel components to the ignition device;

9 - Катушка зажигания;9 - ignition coil;

10 - Электрический кабель;10 - Electric cable;

11 - ТНА окислителя;11 - TNA oxidizer;

12 - Насос окислителя;12 - oxidizer pump;

13 - Турбина окислителя;13 - Turbine oxidizer;

14 - Магистраль, подводящая окислитель к охлаждающему тракту камеры;14 - Line leading oxidant to the cooling path of the chamber;

15 - Магистраль, подводящая окислитель к турбине 13;15 - Line leading oxidizer to the turbine 13;

16 - Магистраль, подводящая окислитель к форсуночной головке камеры;16 - Line leading oxidant to the nozzle head of the chamber;

17 - ТНА горючего;17 - fuel TNA;

18 - Насос горючего;18 - fuel pump;

19 - Турбина горючего;19 - Fuel turbine;

20 - Магистраль, подводящая горючее к охлаждающему тракту камеры;20 - Main line leading fuel to the cooling path of the chamber;

21 - Магистраль, подводящая горючее к турбине 19;21 - The highway leading fuel to the turbine 19;

22 - Магистраль, подводящая горючее к форсуночной головке камеры;22 - Main line leading fuel to the nozzle head of the chamber;

23, 24 - Клапаны в магистралях питания запального устройства;23, 24 - Valves in the supply lines of the ignition device;

25, 26 - Шайбы в магистралях питания запального устройства.25, 26 - Washers in the power lines of the ignition device.

Согласно схеме, приведенной на чертеже, двигатель включает следующие агрегаты: камеру 1 со смесительной головкой 2 и охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения: горючим 3 и окислителем 4. В головку камеры установлено запальное устройство 5, к которому подсоединены магистрали питания: горючим 8 и окислителем 7 с клапанами 24 и 23. В состав двигателя входят насосные агрегаты (бустерные насосные агрегаты и агрегаты системы управления для простоты не показаны). ТНА окислителя 11 состоит из насоса 12 и турбины 13. ТНА горючего 17 состоит из насоса 18 и турбины 19. Насос окислителя соединен магистралью 14 с участком охлаждения окислителем тракта камеры. Выход из охлаждающего тракта магистралью 15 подсоединен к турбине 13 турбонасосного агрегата окислителя и магистралью 7 к запальному устройству 5. Подобным образом насос горючего 18 магистралью 20 подсоединяется к участку охлаждения горючим тракта камеры, а выход из охлаждающего тракта магистралью 21 подсоединен к турбине 19 и магистралью 8 к запальному устройству 5.According to the diagram shown in the drawing, the engine includes the following units: chamber 1 with a mixing head 2 and a cooling path, consisting of two cooling sections: fuel 3 and oxidizing agent 4. An ignition device 5 is installed in the chamber head, to which are connected the supply lines: fuel 8 and oxidizing agent 7 with valves 24 and 23. The engine includes pumping units (booster pumping units and control system units are not shown for simplicity). The TNA of the oxidizer 11 consists of a pump 12 and a turbine 13. The TNA of the fuel 17 consists of a pump 18 and a turbine 19. The oxidizer pump is connected by a line 14 to the cooling section of the chamber path by the oxidizer. The exit from the cooling path by line 15 is connected to the turbine 13 of the oxidizer turbopump assembly and by line 7 to the ignition device 5. Similarly, the fuel pump 18 by line 20 is connected to the cooling section of the combustible path of the chamber, and the exit from the cooling path by line 21 is connected to turbine 19 and line 8 to the ignition device 5.

Выходные полости турбин магистралями 16 и 22 подсоединены к соответствующим полостям смесительной головки. Запальное устройство содержит свечу 6, которая, в свою очередь, электрическим кабелем 10 соединена с катушкой зажигания 9.The output cavity of the turbines by lines 16 and 22 are connected to the respective cavities of the mixing head. The ignition device contains a candle 6, which, in turn, is connected by an electric cable 10 to the ignition coil 9.

Двигатель согласно схеме работает следующим образом. Камера сгорания и ее охлаждающий тракт в предпусковой период имеют температуру порядка ±50°C, если это первый пуск двигателя. Если это двигатель многократного запуска и это один из повторных запусков, то температура охлаждающего тракта камеры сгорания еще выше, до 100°C. Этого диапазона температур достаточно для газификации первых порций криогенных компонентов: водорода (Т_кип=-253°C), кислорода (Т_кип=-183°C), метана (Т_кип=-162°C).The engine according to the scheme works as follows. The combustion chamber and its cooling tract in the pre-launch period have a temperature of the order of ± 50 ° C if this is the first start of the engine. If this is a multiple start engine and this is one of the repeated starts, then the temperature of the cooling path of the combustion chamber is even higher, up to 100 ° C. This temperature range is sufficient for gasification of the first portions of cryogenic components: hydrogen (T _bale = -253 ° C), oxygen (T _bale = -183 ° C), methane (T _bale = -162 ° C).

На этом строится принцип надежного воспламенения криогенных компонентов в запальном устройстве камеры сгорания. Работа двигателя на этапе запуска производится следующим образом. После открытия входных клапанов (по данной схеме они расположены в двигательном отсеке ракетного блока) компоненты поступают в насосы 12 и 18 и далее под баковым давлением поступают в соответствующие участки охлаждающего тракта камеры, где они подогреваются за счет тепла конструкции камеры, газифицируются и поступают по магистралям 7 и 8 в запальное устройство камеры сгорания, где они воспламеняются от источника воспламенения, в данном случае свечи 6, которая получает электрический высоковольтный импульс от катушки зажигания 9 через электрический кабель 10. Расходы компонентов, поступающих в запальное устройство, определяются дроссельными шайбами 25 и 26. Другая, большая часть газифицированных компонентов по магистралям 15 и 21 поступает на турбины 13 и 19, приводя их во вращение, и по магистралям 16 и 22 поступает в камеру сгорания, где она поджигается продуктами сгорания из запального устройства. Давление и температура в камере сгорания возрастают, температура компонентов в охлаждающем тракте возрастает, мощность турбин возрастает, двигатель выходит на расчетный режим. Клапанами 23 и 24 отсекаются расходы компонентов на запальное устройство.This builds on the principle of reliable ignition of cryogenic components in the ignition device of the combustion chamber. The engine at the start-up phase is as follows. After the inlet valves are opened (according to this scheme, they are located in the engine compartment of the rocket block), the components enter the pumps 12 and 18 and then under tank pressure enter the corresponding sections of the cooling path of the chamber, where they are heated by the heat of the chamber structure, are gasified, and supplied via highways 7 and 8 to the ignition device of the combustion chamber, where they are ignited by an ignition source, in this case a candle 6, which receives an electrical high-voltage pulse from the ignition coil 9 through an electric nic cable 10. The flow rates of the components entering the ignition device are determined by throttle washers 25 and 26. The other, most of the gasified components along lines 15 and 21 go to turbines 13 and 19, bringing them into rotation, and through lines 16 and 22 go to the combustion chamber, where it is ignited by the combustion products from the ignition device. The pressure and temperature in the combustion chamber increase, the temperature of the components in the cooling path increases, the turbine power rises, the engine enters the design mode. Valves 23 and 24 cut off the flow of components to the ignition device.

Здесь описана безгенераторная схема двигателя. В случае использования схемы двигателя, с применением газогенератора газифицированные компоненты топлива из охлаждающего тракта камеры подаются в камеру и газогенератор. По этой причине в формуле изобретения применяется термин «горячие агрегаты».A generatorless motor circuit is described herein. In the case of using an engine circuit using a gas generator, gasified fuel components from the cooling path of the chamber are supplied to the chamber and gas generator. For this reason, the term “hot aggregates” is used in the claims.

Предложенное техническое решение позволяет упростить конструкцию ЖРД, работающих на криогенных компонентах топлива, за счет использования газифицированных компонентов топлива для организации поджига в запальном устройстве, а следовательно, и в «горячих агрегатах» двигателя и тем самым повысить надежность жидкостного ракетного двигателя.The proposed technical solution allows to simplify the design of liquid propellant rocket engines operating on cryogenic fuel components by using gasified fuel components to organize ignition in the ignition device, and therefore in the “hot units” of the engine, and thereby increase the reliability of a liquid propellant rocket engine.

Claims

A liquid-propellant rocket engine operating on cryogenic fuel components, comprising a chamber with a cooling path consisting of two oxidizer and fuel cooling sections, turbopump units, to the turbines of which gasified and heated fuel components, automation units, and ignition devices for igniting fuel components are supplied from the cooling sections in "hot units", characterized in that the exit from each section of the cooling path is communicated with ignition devices.