RU2746029C1 - Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas - Google Patents

Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas Download PDF

Info

Publication number
RU2746029C1
RU2746029C1 RU2020128507A RU2020128507A RU2746029C1 RU 2746029 C1 RU2746029 C1 RU 2746029C1 RU 2020128507 A RU2020128507 A RU 2020128507A RU 2020128507 A RU2020128507 A RU 2020128507A RU 2746029 C1 RU2746029 C1 RU 2746029C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cavity
chamber
generator gas
afterburning
liquid
Prior art date
Application number
RU2020128507A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Дмитриевич Горохов
Сергей Петрович Хрисанфов
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
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 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority to RU2020128507A priority Critical patent/RU2746029C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2746029C1 publication Critical patent/RU2746029C1/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
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
    • 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
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/974—Nozzle- linings; Ablative coatings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

FIELD: rocketry.SUBSTANCE: invention relates to liquid-propellant rocket engines operating with generator gas afterburning. Disclosed is a chamber of a liquid-propellant engine operating with the afterburning of a reducing generator gas, consisting of lines for the supply of fuel components, a mixing head with a cooling cavity of the fire bottom, a cylindrical part, subsonic and supersonic parts of the nozzle, according to the presentation, in the supersonic part of the cooling path in the high-pressure cavity, a cavity of the cooling path is made with reduced pressure, connected to the cooling cavity of the fire bottom of the head, while the connection of parts of the supersonic part of the nozzle along the inner and outer walls is made in the cavity of the low pressure cooling path.EFFECT: invention ensures operability of the joints of the sections of the supersonic part of the chamber, which operates on the regenerative generator gas.1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа.The invention relates to liquid-propellant rocket engines operating with generator gas afterburning.

Двигатели с дожиганием генераторного газа позволяют получить повышенный удельный импульс тяги по сравнению с открытой схемой. Охлаждение стенок камеры сгорания, как правило, осуществляется горючим.Engines with generator gas afterburning make it possible to obtain an increased specific thrust impulse in comparison with an open circuit. Cooling of the walls of the combustion chamber, as a rule, is carried out with fuel.

При работе двигателя с дожиганием окислительного генераторного газа горючее после охлаждения камеры поступает в смесительную головку. При этом охлаждающий тракт камеры не находится под высоким давлением.When the engine is running with the afterburning of the oxidizing generator gas, the fuel, after cooling the chamber, enters the mixing head. In this case, the cooling path of the chamber is not under high pressure.

Недостатком этой схемы двигателя является то, что турбина не может работать при высокой температуре окислительного генераторного газа, что ограничивает мощность турбонасосного агрегата.The disadvantage of this engine circuit is that the turbine cannot operate at a high temperature of the oxidizing generator gas, which limits the power of the turbo pump unit.

При работе двигателя с дожиганием восстановительного генераторного газа турбина может работать при более высокой температуре. Кроме того, работоспособность восстановительного генераторного газа R (газовая постоянная) выше работоспособности окислительного генераторного газа.When the engine is operating with the afterburning of the reducing generator gas, the turbine can operate at a higher temperature. In addition, the operability of the reducing generator gas R (gas constant) is higher than that of the oxidizing generator gas.

В книге «Маршевый двигатель ракеты-носителя «Энергия» - кислородно-водородный ЖРД РД0120. Опыт создания (УДК 629.7036.54-63) на стр. 130 (Раздел 6.3) описана конструкция камеры сгорания, работающей на восстановительном генераторном газе и жидком кислороде - принята за прототип.In the book "Energia" booster rocket propulsion engine - RD0120 oxygen-hydrogen rocket engine. The experience of creation (UDC 629.7036.54-63) on page 130 (Section 6.3) describes the design of a combustion chamber operating on a reducing generator gas and liquid oxygen - taken as a prototype.

Охлаждение тракта охлаждения камеры осуществляется водородом. Сверхзвуковая часть камеры состоит из трех секций, которые находятся под очень высоким давлением, так как водород после тракта охлаждения поступает в газогенератор, а не в головку камеры.The cooling path of the chamber is cooled with hydrogen. The supersonic part of the chamber consists of three sections, which are under very high pressure, since the hydrogen after the cooling path enters the gas generator, and not into the chamber head.

Водород имеет очень хорошие охлаждающие свойства, что позволяет обеспечить надежную работу мест стыка секций сопла.Hydrogen has very good cooling properties, which makes it possible to ensure reliable operation of the joints of the nozzle sections.

При работе ЖРД по замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа на других компонентах (например, керосин + кислород или метан + кислород) обеспечить работоспособность мест стыка секций сопла из-за существенно худших охлаждающих свойств керосина и метана не представляется возможным.When the liquid-propellant engine operates in a closed circuit with generator gas afterburning on other components (for example, kerosene + oxygen or methane + oxygen), it is not possible to ensure the operability of the nozzle sections junction due to the significantly worse cooling properties of kerosene and methane.

Этот недостаток устраняется предлагаемым изобретением, которое решает техническую задачу обеспечения работоспособности мест стыка секций сверхзвуковой части камеры, работающей на восстановительном генераторном газе и охлаждаемой горючим - керосином или метаном.This disadvantage is eliminated by the proposed invention, which solves the technical problem of ensuring the operability of the joints of the sections of the supersonic part of the chamber, operating on a reducing generator gas and cooled with fuel - kerosene or methane.

Поставленная задача решается тем, что:The task is solved by the fact that:

1. Камера ЖРД, работающего с дожиганием восстановительного генераторного газа, состоящая из магистралей подвода компонентов топлива, смесительной головки с полостью охлаждения огневого днища, цилиндрической части, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, согласно изложению, в сверхзвуковой части тракта охлаждения в полости высокого давления выполнена полость тракта охлаждения с пониженным давлением, соединенная с полостью охлаждения огневого днища головки.1. The chamber of a liquid-propellant engine operating with the afterburning of a reducing generator gas, consisting of fuel supply lines, a mixing head with a cooling cavity of the fire bottom, a cylindrical part, subsonic and supersonic parts of the nozzle, according to the statement, a cavity is made in the supersonic part of the cooling path in the high-pressure cavity cooling path with reduced pressure, connected to the cooling cavity of the fire bottom of the head.

2. Камера ЖРД, работающего с дожиганием восстановительного генераторного газа по п. 1, согласно изложению, соединение частей сверхзвуковой части сопла по внутренней и наружной стенкам выполнено в полости тракта охлаждения низкого давления.2. The chamber of the liquid-propellant engine operating with the afterburning of the reducing generator gas according to claim 1, according to the statement, the connection of parts of the supersonic part of the nozzle along the inner and outer walls is made in the cavity of the low-pressure cooling path.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3 и 4.The essence of the invention is illustrated by the diagrams shown in FIG. 1, 2, 3 and 4.

Камера ЖРД, работающего с дожиганием восстановительного генераторного газа (фиг. 1), включает смесительную головку 1 с полостью огневого днища 2, цилиндрическую часть 3, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла. Сверхзвуковая часть сопла состоит из трактов высокого давления 4 и 5 с коллекторами подвода горючего 6 и 7, тракта низкого давления 8 с коллектором отвода 9 и коллекторов отвода горючего из трактов высокого давления 10 и 11.The chamber of the liquid-propellant engine operating with the afterburning of the reducing generator gas (Fig. 1) includes a mixing head 1 with a cavity of the fire bottom 2, a cylindrical part 3, subsonic and supersonic parts of the nozzle. The supersonic part of the nozzle consists of high-pressure paths 4 and 5 with fuel supply manifolds 6 and 7, a low-pressure path 8 with an exhaust manifold 9 and collectors for removing fuel from high-pressure paths 10 and 11.

На фиг. 2 показан фрагмент подвода и распределение горючего по тракту, где 6 - коллектор подвода горючего в охлаждающий тракт через отверстия 12 в полость высокого давления 4 и через дросселирующие отверстия 13 в полость низкого давления 8. Сварное соединение 14 внутренних стенок сопловых частей расположено в полости низкого давления 8.FIG. 2 shows a fragment of the supply and distribution of fuel along the path, where 6 is the collector for supplying fuel to the cooling path through the holes 12 into the high-pressure cavity 4 and through the throttling holes 13 into the low-pressure cavity 8. The welded joint 14 of the inner walls of the nozzle parts is located in the low-pressure cavity eight.

На фиг. 3 показан фрагмент сварного соединения 15 внутренних стенок частей сопел нижнего и верхнего в полости низкого давления 8 и подвод горючего из коллектора 7 через отверстия 16 в полость высокого давления 5 нижней части сопла.FIG. 3 shows a fragment of the welded joint 15 of the inner walls of the parts of the lower and upper nozzles in the low pressure cavity 8 and the supply of fuel from the manifold 7 through the holes 16 into the high pressure cavity 5 of the lower part of the nozzle.

На фиг. 4 показан фрагмент распределения горючего из коллектора 6 через отверстия 12 и 13 полости высокого и низкого давления по оребренным каналам.FIG. 4 shows a fragment of the distribution of fuel from the manifold 6 through the holes 12 and 13 of the high and low pressure cavities along the ribbed channels.

Камера сгорания работает следующим образом.The combustion chamber works as follows.

Соответствующие расходы горючего с высоким давлением (примерно 600-700 кг/см2) поступают в коллектора высокого давления 6 и 7. В коллекторе 6 горючее распределяется через отверстия 12 в полость высокого давления 4 и через дросселирующие отверстия 13 (с давлением примерно 300-350 кг/см2) в полость низкого давления 8.The corresponding high-pressure fuel flow rates (about 600-700 kg / cm 2 ) enter the high-pressure manifolds 6 and 7. In the manifold 6, the fuel is distributed through the holes 12 into the high-pressure cavity 4 and through the throttling holes 13 (with a pressure of about 300-350 kg / cm 2 ) into the low pressure cavity 8.

Горючее, пройдя по полостям высокого давления 4 и 5 через коллекторы 10 и 11, поступает на сгорание в газогенератор.The fuel, passing through the high-pressure cavities 4 and 5 through the collectors 10 and 11, enters the gas generator for combustion.

Горючее, поступившее в полость низкого давления 8, где находятся сварные швы соединения внутренних стенок блоков сопел, из выходного коллектора 9 подается в полость охлаждения 2 огневого днища головки 1 на сгорание в камеру сгорания.The fuel supplied to the low pressure cavity 8, where the welded joints of the inner walls of the nozzle blocks are located, from the outlet manifold 9 is supplied to the cooling cavity 2 of the fire bottom of the head 1 for combustion into the combustion chamber.

Предложенное техническое решение обеспечивает надежную работу элементов соединения блоков сопловой части при работе камеры на восстановительном генераторном газе и жидком кислороде при охлаждении стенок камеры горючим керосином или метаном, обеспечивая при этом высокую температуру генераторного газа на турбине турбонасосного агрегата (и увеличенное значение параметра RT), что позволяет увеличить его мощность.The proposed technical solution ensures reliable operation of the connection elements of the nozzle part blocks when the chamber is operating on reducing generator gas and liquid oxygen while cooling the chamber walls with combustible kerosene or methane, while providing a high temperature of the generator gas on the turbine of the turbo pump unit (and an increased value of the parameter RT), which allows you to increase its power.

Claims (2)

1. Камера ЖРД, работающего с дожиганием восстановительного генераторного газа, состоящая из магистралей подвода компонентов топлива, смесительной головки с полостью охлаждения огневого днища, цилиндрической части, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, отличающаяся тем, что в сверхзвуковой части тракта охлаждения в полости высокого давления выполнена полость тракта охлаждения с пониженным давлением, соединенная с полостью охлаждения огневого днища головки.1. A chamber of a liquid-propellant engine operating with the afterburning of a reducing generator gas, consisting of lines for supplying fuel components, a mixing head with a cooling cavity of the fire bottom, a cylindrical part, a subsonic and supersonic parts of a nozzle, characterized in that in the supersonic part of the cooling path in a high-pressure cavity the cavity of the cooling path with reduced pressure, connected to the cooling cavity of the fire bottom of the head. 2. Камера ЖРД, работающего с дожиганием восстановительного генераторного газа, по п. 1, отличающаяся тем, что соединение частей сверхзвуковой части сопла по внутренней и наружной стенкам выполнено в полости тракта охлаждения низкого давления.2. The chamber of a liquid-propellant engine operating with the afterburning of a reducing generator gas according to claim 1, characterized in that the connection of parts of the supersonic part of the nozzle along the inner and outer walls is made in the cavity of the low-pressure cooling path.
RU2020128507A 2020-08-26 2020-08-26 Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas RU2746029C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020128507A RU2746029C1 (en) 2020-08-26 2020-08-26 Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020128507A RU2746029C1 (en) 2020-08-26 2020-08-26 Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2746029C1 true RU2746029C1 (en) 2021-04-06

Family

ID=75353364

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020128507A RU2746029C1 (en) 2020-08-26 2020-08-26 Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2746029C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113266492A (en) * 2021-04-16 2021-08-17 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 Engine thrust chamber, rocket engine and liquid rocket
RU2771473C1 (en) * 2021-07-21 2022-05-04 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19505357C1 (en) * 1995-02-17 1996-05-23 Daimler Benz Aerospace Ag Aero engine or rocket wall cooling method
US20020053197A1 (en) * 1999-01-21 2002-05-09 Alexander Alexandrovich Vasin Combustion chamber casing of a liquid-fuel rocket engine
RU2511785C1 (en) * 2013-03-22 2014-04-10 Николай Борисович Болотин Cooling system of liquid-propellant engine chamber
RU2514570C1 (en) * 2012-10-16 2014-04-27 Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Device for regenerative cooling of liquid-propellant engine supersonic section
RU165215U1 (en) * 2015-11-12 2016-10-10 Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" GAS TANK OF A LIQUID ROCKET ENGINE WITH AFTERING THE GENERATOR GAS.

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19505357C1 (en) * 1995-02-17 1996-05-23 Daimler Benz Aerospace Ag Aero engine or rocket wall cooling method
US20020053197A1 (en) * 1999-01-21 2002-05-09 Alexander Alexandrovich Vasin Combustion chamber casing of a liquid-fuel rocket engine
RU2514570C1 (en) * 2012-10-16 2014-04-27 Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Device for regenerative cooling of liquid-propellant engine supersonic section
RU2511785C1 (en) * 2013-03-22 2014-04-10 Николай Борисович Болотин Cooling system of liquid-propellant engine chamber
RU165215U1 (en) * 2015-11-12 2016-10-10 Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" GAS TANK OF A LIQUID ROCKET ENGINE WITH AFTERING THE GENERATOR GAS.

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113266492A (en) * 2021-04-16 2021-08-17 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 Engine thrust chamber, rocket engine and liquid rocket
CN113266492B (en) * 2021-04-16 2022-03-15 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 Engine thrust chamber, rocket engine and liquid rocket
RU2771473C1 (en) * 2021-07-21 2022-05-04 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2746029C1 (en) Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas
US7389636B2 (en) Booster rocket engine using gaseous hydrocarbon in catalytically enhanced gas generator cycle
RU2576403C2 (en) Combined turbo-ramjet engine
CN108757182B (en) air-breathing rocket engine and hypersonic aircraft
CN114060170A (en) Open type staged combustion air-extraction circulation liquid rocket engine
RU2386844C1 (en) Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation
RU2302547C1 (en) Liquid-propellant rocket engine
RU2382223C1 (en) Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation
US3241311A (en) Turbofan engine
RU2095607C1 (en) Cryogenic propellant rocket engine
RU2300657C1 (en) Liquid-propellant rocket engine
RU2594828C1 (en) Propulsion engine of supersonic aircraft
RU2647937C1 (en) Liquid-propellant engine
RU2682466C1 (en) Combustion chamber of a dual-mode liquid propellant engine, working on a generator-free scheme
RU2733460C1 (en) Liquid-propellant rocket engine
RU2376483C1 (en) Nuclear gas turbine engine with afterburning
RU2771473C1 (en) Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas
RU2638420C1 (en) Combustion chamber of liquid-propellant engine (lpe) without generator
RU2386845C2 (en) Method to operate oxygen-kerosine liquid-propellant rocket engines and fuel composition therefor
RU2789943C1 (en) Liquid rocket engine with accessor
RU2187684C2 (en) Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine for realization of this method
CN116044610B (en) Double-expansion circulation liquid rocket engine system
RU2718105C1 (en) Liquid-propellant rocket engine chamber operating in gas-free scheme
JPH11229963A (en) Expander cycle structure in liquid rocket engine
RU2562315C1 (en) Three-component liquid propellant rocket engine