RU2686645C1 - Liquid-propellant rocket engine chamber - Google Patents

Liquid-propellant rocket engine chamber Download PDF

Info

Publication number
RU2686645C1
RU2686645C1 RU2018132177A RU2018132177A RU2686645C1 RU 2686645 C1 RU2686645 C1 RU 2686645C1 RU 2018132177 A RU2018132177 A RU 2018132177A RU 2018132177 A RU2018132177 A RU 2018132177A RU 2686645 C1 RU2686645 C1 RU 2686645C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat exchange
nozzle
chamber
mixing head
fuel
Prior art date
Application number
RU2018132177A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владислав Юрьевич Климов
Original Assignee
Владислав Юрьевич Климов
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Владислав Юрьевич Климов filed Critical Владислав Юрьевич Климов
Priority to RU2018132177A priority Critical patent/RU2686645C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2686645C1 publication Critical patent/RU2686645C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

FIELD: rocket equipment.SUBSTANCE: invention relates to rocket engine building and can be used in making gas-free liquid-propellant rocket engines (LPRE) operating on cryogenic fuel components. Chamber of liquid-propellant rocket engine comprises cooled nozzle, mixing head consisting of housing, collector, bottom and coaxial-jet nozzles located uniformly along concentric circles, installed between nozzle and mixing head of heat exchange elements made in form of two coaxially installed pipes, on one of which slots are made, at that heat exchange element pipe ends are secured in tube plates forming fuel feed and discharge manifolds used for turbine pump turbine drives secured at mixing head and chamber nozzle. Outlet part of every coaxial jet nozzle is connected with heat exchange element.EFFECT: invention provides increase in LPRE chamber pressure due to improved heat exchange between fuel combustion products and fuel component used to drive turbines of turbo-pump units.1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгазогенераторных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенных компонентах топлива.The invention relates to the field of rocket engine and can be used to create gas-free liquid-propellant rocket engines (LRE), working on cryogenic components of the fuel.

Одной из основных проблем, возникающих при создании безгазогенераторных ЖРД, является сравнительно низкое давление в камере сгорания из-за невозможности обеспечения подогрева компонента топлива, используемого для привода турбины турбонасосного агрегата, в тракте охлаждения камеры до высокой температуры.One of the main problems that arise when creating gas-free LREs is the relatively low pressure in the combustion chamber due to the impossibility of ensuring the preheating of the fuel component used to drive the turbine of the turbopump unit in the chamber cooling path to a high temperature.

Известен ЖРД HIPEX, содержащий камеру, включающую в себя регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, смесительную головку с соосно-струйными форсунками и запальным устройством, агрегаты управления и два турбонасосных агрегата, при этом во внутренней полости камеры сгорания установлен теплообменник, состоящий из двух частей: внутренней оболочки с прямоугольными фрезерованными каналами и внешней оболочки, которые жестко соединены между собой с помощью диффузионной пайки (Шляхов В.И., Овчинникова С.В. ЖРД безгенераторной схемы для межорбитальных буксиров. Обзор по материалам зарубежной печати за 1980 - 1990 г. г №30. Центр научно-технической информации «Поиск», ГОНТИ-8. 1991, стр. 54-56 - прототип).Known LIPEX HIPEX, containing the camera, which includes a regeneratively cooled combustion chamber with a critical section and nozzle, a mixing head with coaxially-jet nozzles and a pilot device, control units and two turbopump units, while in the internal cavity of the combustion chamber a heat exchanger is installed, consisting of two parts: the inner shell with rectangular milled channels and the outer shell, which are rigidly interconnected by means of diffusion soldering (Shlyakhov VI, Ovchinnikova SV neratornoy scheme for interorbital tugs review of the foreign press for 1980 -... 1990 g №30 Center for Scientific and Technical Information "Search" Gaunt-August 1991, pp 54-56 -. prototype).

Указанный ЖРД работает следующим образом.Specified LRE works as follows.

Горючее из насоса турбонасосного агрегата поступает в охлаждающий тракт камеры сгорания, затем проходит через теплообменник, установленный во внутренней полости камеры сгорания, и тракт охлаждения сверхзвуковой части сопла камеры поступает на турбины турбонасосных агрегатов и в смесительную головку камеры. Окислитель подается из насоса турбонасосного агрегата в смесительную головку камеры.Fuel from the pump of the turbopump unit enters the cooling path of the combustion chamber, then passes through a heat exchanger installed in the internal cavity of the combustion chamber, and the cooling path of the supersonic part of the chamber nozzle enters the turbines of the turbopump units and the mixing head of the chamber. The oxidizer is fed from the pump of the turbopump assembly into the mixing head of the chamber.

В камере компоненты топлива воспламеняются, сгорают и истекают из сопла. Продукты сгорания, контактируя с внутренней поверхностью камеры и теплообменника, отдают тепло горючему, которое приводит в действие турбины и связанные с ними насосы турбонасосных агрегатов.In the chamber, the fuel components ignite, burn and expire from the nozzle. The products of combustion, in contact with the inner surface of the chamber and the heat exchanger, give off heat to the fuel, which drives the turbines and the associated pumps of the turbopump units.

Основными недостатками данного ЖРД являются значительная сложность конструкции камеры и высокая стоимость ее изготовления.The main disadvantages of this LRE are the considerable complexity of the design of the chamber and the high cost of its manufacture.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и повышение давления в камере ЖРД за счет улучшения условий теплообмена между продуктами сгорания топлива и компонентом топлива, используемого для привода турбин турбонасосных агрегатов.The objective of the invention is to eliminate these disadvantages and increase the pressure in the chamber of the LRE by improving the conditions of heat exchange between the combustion products of the fuel and the fuel component used to drive turbines of turbopump units.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенная камера ЖРД, согласно изобретению, содержит, охлаждаемое сопло, смесительную головку, состоящую из корпуса, коллектора, днища и соосно-струйных форсунок, расположенных равномерно по концентрическим окружностям, установленные между соплом и смесительной головкой теплообменных элементов, выполненных в виде двух коаксиально установленных труб на одной из которых выполнены пазы, при этом концы труб теплообменных элементов закреплены в трубных досках, образующих подводящий и отводящий коллекторы компонента топлива используемого для привода турбин турбонасосных агрегатов, закрепленные на смесительной головке и сопле камеры, причем выходная часть каждой соосно-струйной форсунки соединена с теплообменным элементом.The solution of this problem is achieved by the fact that the proposed LRE chamber according to the invention contains a cooled nozzle, a mixing head consisting of a housing, a collector, a bottom and coaxial-jet nozzles arranged evenly along concentric circles, installed between the nozzle and the mixing head of heat exchange elements, made in the form of two coaxially installed pipes on one of which grooves are made, while the ends of the pipes of the heat exchange elements are fixed in tube plates forming the inlet and outlet conductive collectors fuel component used for driving the turbine of the turbopump unit, mounted on the mixing head and the nozzle chamber, wherein the output portion of each axially-jet nozzles connected with the heat exchange element.

Предлагаемая камера ЖРД, за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи - повышение давления в камере ЖРД за счет улучшения условий теплообмена между продуктами сгорания топлива и компонентом топлива, используемого для привода турбин турбонасосных агрегатов.The proposed LRE chamber, due to its distinctive features, provides a solution to the stated technical problem — an increase in pressure in the LRE chamber by improving the heat exchange conditions between the combustion products of the fuel and the fuel component used to drive turbines of turbopump units.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид камеры ЖРД в продольном разрезе, на фиг. 2 - продольный разрез смесительной головки, на фиг. 3 - продольный разрез теплообменного элемента, на фиг. 4 - поперечный разрез теплообменного элемента.The invention is illustrated by the drawings, where in FIG. 1 shows a general view of the LRE chamber in a longitudinal section; FIG. 2 is a longitudinal section of the mixing head; FIG. 3 is a longitudinal section of the heat exchange element; FIG. 4 is a cross-section of the heat exchange element.

Предложенная камера ЖРД содержит охлаждаемое сопло 1, смесительную головку 2 и теплообменные элементы 3.The proposed camera LRE contains a cooled nozzle 1, a mixing head 2 and heat exchange elements 3.

Смесительная головка 2 состоит из корпуса 4, коллектора 5, днища 6 и соосно-струйных форсунок 7, расположенных равномерно по концентрическим окружностям. При этом выходная часть каждой соосно-струйной форсунки 7 соединена с теплообменным элементом 3.The mixing head 2 consists of a housing 4, a collector 5, a bottom 6 and coaxially-jet nozzles 7, which are evenly spaced around concentric circles. While the output part of each coaxially-jet nozzle 7 is connected with the heat exchange element 3.

Теплообменные элементы 3 содержат трубы 8 и 9, установленные коаксиально при этом на наружной поверхности трубы 9 выполнены пазы 10. Выходная часть труб 8 и 9 теплообменных элементов 3 закреплена в трубных досках 11, 12, образующих подводящий коллектор 13. Входная часть труб 8 и 9 теплообменных элементов 3 закреплена в трубных досках 14 и 15, образующих отводящий коллектор 16.The heat exchange elements 3 contain pipes 8 and 9 mounted coaxially with the grooves 10 on the outer surface of the pipe 9. The outlet part of the pipes 8 and 9 of the heat exchange elements 3 is fixed in the tube plates 11, 12, forming the inlet manifold 13. The inlet part of the pipes 8 and 9 heat exchange elements 3 is fixed in tube plates 14 and 15, forming a discharge manifold 16.

Предложенная камера ЖРД работает следующим образом.The proposed camera LRE works as follows.

Горючее, поступающее из насоса турбонасосного агрегата горючего ЖРД, разделяется на две части. Основная часть горючего поступает в подводящий коллектор 13, где оно равномерно распределяется между теплообменными элементами 3. Оставшаяся часть горючего направляется на охлаждения сопла 1. По пазам 10 горючее поступает в отводящий коллектор 16, после чего смешивается с частью горючего, поступающего из сопла 1, и далее направляется на турбины турбонасосных агрегатов ЖРД. После прохождения через турбины турбонасосных агрегатов ЖРД горючее направляется в коллектор 5 смесительной головки 2 и далее через соосно-струйные форсунки 7 во внутреннюю полость труб 9.The fuel coming from the pump of the turbopump assembly of fuel LRE, is divided into two parts. The main part of the fuel enters the inlet manifold 13, where it is evenly distributed between the heat exchange elements 3. The remaining part of the fuel is sent to cool the nozzle 1. The grooves 10 fuel enters the discharge manifold 16, after which it is mixed with the part of the fuel coming from the nozzle 1, and then goes to the turbine turbine pump units LRE. After passing through the turbine turbine-pumping units of the LRE fuel is sent to the manifold 5 of the mixing head 2 and then through the coaxially-jet nozzles 7 into the internal cavity of the pipe 9.

Окислитель подается из насоса турбонасосного агрегата окислителя ЖРД в смесительную головку 2 и далее через соосно-струйные форсунки 7 во внутреннюю полость труб 9.The oxidant is fed from the pump turbopump unit oxidizer LRE in the mixing head 2 and then through the coaxially-jet nozzles 7 into the internal cavity of the pipe 9.

Во внутренней полости трубы 9 компоненты топлива смешиваются и сгорают.In the internal cavity of the pipe 9, the components of the fuel are mixed and burned.

Продукты сгорания компонентов топлива, контактируя с внутренней поверхностью трубы 9, отдают тепло горючему, которое приводит в действие турбины и связанные с ними насосы турбонасосных агрегатов ЖРД.The products of combustion of fuel components, in contact with the inner surface of the pipe 9, give off heat to the fuel, which drives the turbines and the associated pumps of the LRE turbopump units.

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить давления в камере ЖРД за счет улучшения условий теплообмена между продуктами сгорания топлива и компонентом топлива, используемого для привода турбин турбонасосных агрегатов.The use of the present invention will increase the pressure in the chamber of the LRE by improving the conditions of heat exchange between the combustion products of the fuel and the fuel component used to drive the turbines of the turbopump units.

Claims (1)

Камера жидкостного ракетного двигателя, характеризующаяся тем, что она содержит, охлаждаемое сопло, смесительную головку, состоящую из корпуса, коллектора, днища и соосно-струйных форсунок, расположенных равномерно по концентрическим окружностям, установленных между соплом и смесительной головкой теплообменных элементов, выполненных в виде двух коаксиально установленных труб, на одной из которых выполнены пазы, при этом концы труб теплообменных элементов закреплены в трубных досках, образующих подводящий и отводящий коллекторы компонента топлива, используемого для привода турбин турбонасосных агрегатов, закрепленные на смесительной головке и сопле камеры, причем выходная часть каждой соосно-струйной форсунки соединена с теплообменным элементом.A chamber of a liquid-propellant rocket engine, characterized in that it contains a cooled nozzle, a mixing head consisting of a housing, a manifold, a bottom and coaxially-jet nozzles arranged evenly in concentric circles installed between the nozzle and the mixing head of heat exchange elements made in the form of two coaxially installed pipes, one of which has grooves, while the ends of the pipes of heat exchange elements are fixed in tube plates that form supply and discharge collectors of the components The fuel carrier used to drive turbines of turbopump units mounted on the mixing head and chamber nozzle, the output part of each coaxial jet nozzle connected to the heat exchange element.
RU2018132177A 2018-09-07 2018-09-07 Liquid-propellant rocket engine chamber RU2686645C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018132177A RU2686645C1 (en) 2018-09-07 2018-09-07 Liquid-propellant rocket engine chamber

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018132177A RU2686645C1 (en) 2018-09-07 2018-09-07 Liquid-propellant rocket engine chamber

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2686645C1 true RU2686645C1 (en) 2019-04-29

Family

ID=66430306

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018132177A RU2686645C1 (en) 2018-09-07 2018-09-07 Liquid-propellant rocket engine chamber

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2686645C1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1153214A1 (en) * 1999-01-29 2001-11-14 Astrium GmbH Device for supplying fuel for a rocket propulsion unit and heat exchanger to be used in said device
EP1873390A3 (en) * 2006-06-30 2012-08-22 United Technologies Corporation Heat exchange injector for use in a rocket engine
RU2610624C1 (en) * 2016-01-20 2017-02-14 Владислав Юрьевич Климов Liquid-propellant rocket engine chamber

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1153214A1 (en) * 1999-01-29 2001-11-14 Astrium GmbH Device for supplying fuel for a rocket propulsion unit and heat exchanger to be used in said device
EP1873390A3 (en) * 2006-06-30 2012-08-22 United Technologies Corporation Heat exchange injector for use in a rocket engine
RU2610624C1 (en) * 2016-01-20 2017-02-14 Владислав Юрьевич Климов Liquid-propellant rocket engine chamber

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Шляхов В.И. и др. ЖРД безгенераторной схемы для межорбитальных буксиров. Обзор по материалам зарубежной печати за 1980-1990гг., N30, Центр научно-технической иннформации "Поиск", ГОНТИ-8, 1991,с.54-56. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4707982A (en) Thermal regenerative injector
US7334396B2 (en) Method and apparatus for a rocket engine power cycle
US20180180289A1 (en) Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US3077073A (en) Rocket engine having fuel driven propellant pumps
US6832471B2 (en) Expander cycle rocket engine with staged combustion and heat exchange
RU2358190C1 (en) Hydrogen high-temperature steam generator with combined evaporation cooling of mixing chamber
US11118784B2 (en) Heat exchanger integrated with fuel nozzle
RU2610624C1 (en) Liquid-propellant rocket engine chamber
RU2686645C1 (en) Liquid-propellant rocket engine chamber
JPH0341668B2 (en)
US20220205412A1 (en) Tripropellant Rotating Detonation Rocket Engine Systems
RU2718105C1 (en) Liquid-propellant rocket engine chamber operating in gas-free scheme
RU2728657C1 (en) Chamber of liquid-propellant rocket engine operating on gas-free generator circuit (embodiments)
RU2002118569A (en) Oxygen-kerosene liquid propellant rocket engine with thermal module, thermal module and method for producing carbon-free gas in a thermal module
RU2531833C1 (en) Liquid propellant rocket engine
RU2204732C2 (en) Gas generator of liquid-propellant rocket engine
RU2682466C1 (en) Combustion chamber of a dual-mode liquid propellant engine, working on a generator-free scheme
RU2403424C2 (en) Liquid-propellant rocket engine cooling system
RU2445493C1 (en) Liquid-propellant engine chamber mixing head
RU2638420C1 (en) Combustion chamber of liquid-propellant engine (lpe) without generator
RU2806413C9 (en) Liquid rocket engine
RU2806413C2 (en) Liquid rocket engine
RU2692598C1 (en) Liquid-propellant engine
RU2403425C2 (en) Liquid propellant rocket engine annular chamber
RU2147073C1 (en) Nuclear rocket engine propulsive mass feed system