RU2757146C1

RU2757146C1 - Liquid rocket engine

Info

Publication number: RU2757146C1
Application number: RU2020137010A
Authority: RU
Inventors: Владимир Иванович Морозов; Марина Дмитриевна Азовская; Татьяна Григорьевна Верютина; Михаил Андреевич Стрелец
Original assignee: Акционерное общество "КБхиммаш им. А.М. Исаева"
Priority date: 2020-11-10
Filing date: 2020-11-10
Publication date: 2021-10-11

Abstract

FIELD: engine building.

SUBSTANCE: invention relates to rocket and space equipment and can be used in the structure of a liquid rocket engine with a turbine pump fuel supply system, made according to the configuration without afterburning, with a radiation-cooled tip of the nozzle of the chamber. A liquid rocket engine made according to the configuration without afterburning, including a turbine pump unit (TPU) 3, a gas generator 4, a gas duct 5 of the exhaust line of the TPU 3 turbine, a combustion chamber 1 with a radiation-cooled tip (RCT) of the nozzle 2, cooled by the exhaust gas of the turbine, the input of the cooling line whereof is communicated via the collector 6 with the gas duct 5, and the output with an annular supersonic nozzle 8 made around the RCT 2, built into the gas duct 5 before the collector of the cooling line 6 of the RCT is a centrifugal separator 9 in the form of a vortex chamber with a tangential input 10 and two outputs 11, 12, wherein one of the outputs with collection of gas from the central area of the vortex chamber is directed along the direction of thrust of the engine to the collector 6 of the cooling line of the RCT, and the other with collection from the periphery of the vortex chamber is directed against the direction of thrust of the engine to the nozzle for discharge 13 of the separated solid phase.

EFFECT: invention provides an increase in the reliability and efficiency of cooling the RCT of the engine.

1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), выполненных по схеме без дожигания, в составе которых используется радиационно-охлаждаемый насадок (РОН) сопла камеры.The invention relates to rocket and space technology and can be used in the designs of liquid-propellant rocket engines (LRE), made according to the scheme without afterburning, which uses a radiation-cooled nozzle (RON) chamber nozzle.

Проблема использования ЖРД с РОН обусловлена значительным тепловым излучением от РОН во время работы ЖРД, что при тесной компоновке космических аппаратов (КА) или разгонных блоков (РБ) типа РБ «Фрегат», РБ «Бриз-М», где такие ЖРД наиболее применимы, может привести к перегреву элементов конструкции КА (РБ), в частности - двигательной установки (ДУ) с ее последующим разрушением. Во избежание этого внешняя поверхность РОН, как правило, экранируется, для уменьшения эффективной поверхности излучения РОН и, следовательно, теплоотвода от него, что связано с повышением температуры РОН сверх допустимого для материала его конструкции предела.The problem of using liquid-propellant rocket engines with RON is due to significant thermal radiation from the RON during operation of the liquid-propellant rocket engine, which, given the close layout of spacecraft (SC) or upper stages (RB) such as RB "Fregat", RB "Briz-M", where such liquid-propellant rocket engines are most applicable, can lead to overheating of structural elements of the spacecraft (RB), in particular, the propulsion system (PS) with its subsequent destruction. To avoid this, the outer surface of the RON is, as a rule, shielded to reduce the effective radiation surface of the RON and, therefore, heat removal from it, which is associated with an increase in the RON temperature above the limit allowed for the material of its construction.

Известна конструкция двигателя, выполненного по схеме без дожигания, предусматривающая отвод выхлопного газа - рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА) в сопло камеры за критическим сечением через коллектор, выполненный на сопле. Такая конструкция реализована в двигателях F1, J2 ракеты-носителя «Сатурн 5» (В.Е. Алемасов, Теория ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1969 г., стр. 30).The known design of the engine, made according to the scheme without afterburning, providing for the removal of exhaust gas - the working fluid of the turbine of the turbopump unit (TNA) into the nozzle of the chamber behind the critical section through the manifold made on the nozzle. This design is implemented in the F1, J2 engines of the Saturn 5 launch vehicle (VE Alemasov, Theory of rocket engines, Moscow, Mashinostroenie, 1969, p. 30).

Указанная схема позволяет осуществить частичное завесное охлаждение стенок РОН за счет создания пристеночного слоя относительно низкотемпературного (500°С…700°С) газа, омывающего часть внутренней поверхности РОН, примыкающую к коллектору с уменьшением теплопритоков в РОН и, следовательно, температур излучения его внешней поверхности, что улучшает тепловые условия работы как РОН, так и окружающих его элементов конструкции ДУ и, следовательно, повышает надежность ДУ. Однако указанная низкотемпературная завеса размывается турболизированным при вводе выхлопного газа из коллектора в сопло потоком высокотемпературных продуктов сгорания, поступающих в сопло камеры, смешиваясь с ними, вследствие чего по мере отдаления от коллектора температура пристеночного слоя в РОН возрастает, приближаясь к температурам основного потока продуктов сгорания, поступающих из камеры. Соответственно, по мере удаления от коллектора возрастает температура стенок РОН, то есть проблемы, обусловленные температурным состоянием РОН, решаются не в полной мере и даже усугубляются. Кроме того, ввод выхлопного газа турбины внутрь сопла через коллектор нарушает структуру потока продуктов сгорания, увеличивая потери в сопле, вследствие чего уменьшается удельный импульс камеры и, следовательно, двигателя.This scheme allows for partial curtain cooling of the RON walls due to the creation of a near-wall layer of relatively low-temperature (500 ° C ... 700 ° C) gas washing the part of the RON inner surface adjacent to the collector with a decrease in heat inflows into the RON and, consequently, the radiation temperatures of its outer surface , which improves the thermal conditions of operation of both the RON and the surrounding structural elements of the propulsion system and, consequently, increases the reliability of the propulsion system. However, the specified low-temperature curtain is washed away by the turbolized flow of high-temperature combustion products entering the nozzle of the chamber, which is turbolized when the exhaust gas is introduced into the nozzle, entering the chamber nozzle, mixing with them, as a result of which, as the distance from the collector, the temperature of the near-wall layer in the RON increases, approaching the temperatures of the main flow of combustion products, coming from the camera. Accordingly, as the distance from the collector increases, the temperature of the RON walls increases, that is, the problems caused by the temperature state of the RON are not fully resolved and are even aggravated. In addition, the introduction of the turbine exhaust gas into the nozzle through the manifold disturbs the structure of the flow of combustion products, increasing losses in the nozzle, as a result of which the specific impulse of the chamber and, consequently, of the engine decreases.

Известен выбранный за прототип изобретения ЖРД по а.с. №2538345 с приоритетом от 11.10.2013 г. включающий ТНА, газогенератор, газовод выхлопного тракта турбины, камеру с радиационно-охлаждаемым насадком сопла, охлаждаемым также выхлопным газом турбины, вход в тракт охлаждения которого (кольцевой канал, образованный выполненным вокруг РОН кожухом и стенкой РОН), сообщен через коллектор с газоводом, а выход - с расположенным вокруг РОН кольцевым сверхзвуковым соплом. Такая конструкция свободна от недостатков аналога, обеспечивая существенное снижение температуры стенок РОН, а также увеличение удельного импульса за счет охлаждения стенок РОН выхлопным газом турбины с относительно низкой температурой. Недостаток технического решения по прототипу обусловлен тем, что в состав восстановительного газа - рабочего тела турбины, вырабатываемого газогенератором при взаимодействии высококипящих компонентов топлива, таких, как азотный тетроксид + несимметричный гидразин, используемых в двигателях, выполненных по схеме без дожигания, которая, как правило, применяется в составе двигателей разгонных блоков и космических аппаратов, в большом количестве входит мелкодисперсная твердая фракция типа сажи, которая, как показали испытания двигателя разгонного блока «Фрегат» при температуре выше ~750°С…800°С переходит в состояние подобное смоле с повышенной адгезией по отношению к высокотемпературной поверхности из жаропрочной стали, о чем свидетельствовал факт перекрытия критического сечения соплового аппарата турбины из-за налипания этой псевдосмолы на стенки сопел соплового аппарата турбины при работе двигателя, выявленный при отработке двигателя РБ «Фрегат».Known selected for the prototype of the invention of a liquid-propellant engine according to and.with. No. 2538345 with a priority of 10/11/2013, including a TNA, a gas generator, a gas duct of the turbine exhaust tract, a chamber with a radiation-cooled nozzle nozzle, also cooled by the turbine exhaust gas, the entrance to the cooling tract of which (an annular channel formed by a casing and a wall around the RON RON), communicated through a manifold with a gas conduit, and the outlet - with an annular supersonic nozzle located around the RON. This design is free from the disadvantages of the analogue, providing a significant decrease in the temperature of the RON walls, as well as an increase in the specific impulse due to the cooling of the RON walls by the exhaust gas of the turbine with a relatively low temperature. The disadvantage of the technical solution for the prototype is due to the fact that the composition of the reducing gas - the working fluid of the turbine produced by the gas generator during the interaction of high-boiling fuel components, such as nitrogen tetroxide + asymmetric hydrazine, used in engines made according to the scheme without afterburning, which, as a rule, it is used as a part of engines of upper stages and spacecrafts, a large amount of finely dispersed solid fraction such as soot, which, as shown by tests of the engine of the upper stage "Fregat" at temperatures above ~ 750 ° C ... 800 ° C, goes into a state similar to a resin with increased adhesion in relation to the high-temperature surface made of heat-resistant steel, as evidenced by the fact of overlapping the critical section of the turbine nozzle apparatus due to the adhesion of this pseudo-resin to the walls of the nozzle apparatus of the turbine during engine operation, revealed during the development of the RB "Fregat" engine.

При охлаждении рабочего тела турбины вследствие преобразования его внутренней энергии в работу турбины, а также при охлаждении сопла турбины одним из компонентов топлива (так решена эта проблема в двигателе РБ «Фрегат») смолистые образования, охлаждаясь переходят в твердую фазу с потерей адгезии к охлажденной стенке сопла и смываются потоком газа.When the working fluid of the turbine is cooled due to the conversion of its internal energy into the operation of the turbine, as well as when the turbine nozzle is cooled by one of the fuel components (this is how this problem is solved in the RB "Fregat" engine), resinous formations, when cooled, pass into a solid phase with a loss of adhesion to the cooled wall nozzles and are flushed out by the gas flow.

Однако условия для перехода мелкодисперсной твердой фазы в псевдосмолу с высокой адгезией могут возникать при контакте ее со стенкой РОН, имеющей температуру ~1000°С при течении выхлопного газа турбины, в составе которого присутствует эта фаза, по зазору между кожухом и наружной стенкой РОН, вследствие чего на всей наружной поверхности РОН может образоваться пленка псевдосмолы с низкой теплопроводностью, существенно уменьшая теплоотвод из стенок РОН в охлаждающий его выхлопной газ турбины, то есть теплоизолируя РОН от охлаждающего его газа. В условиях теплоизоляции РОН возникает опасность его перегрева с последующей потерей прочности. Исключить это нежелательное явление методом, использованным в двигателе РБ «Фрегат» - охлаждение стенок сопла в случае РОН невозможно, так как само введение РОН продиктовано дефицитом охладителей.However, conditions for the transition of a finely dispersed solid phase into a pseudo-resin with high adhesion can arise when it comes into contact with the RON wall, which has a temperature of ~ 1000 ° C during the flow of the turbine exhaust gas, which contains this phase, along the gap between the casing and the outer wall of the RON, due to which on the entire outer surface of the RON can form a pseudo-resin film with low thermal conductivity, significantly reducing the heat removal from the walls of the RON to the turbine exhaust gas cooling it, that is, insulating the RON from the gas cooling it. In conditions of RON thermal insulation, there is a risk of overheating with a subsequent loss of strength. It is impossible to exclude this undesirable phenomenon by the method used in the RB "Fregat" engine - cooling of the nozzle walls in the case of RON is impossible, since the very introduction of RON is dictated by the lack of coolants.

Изобретение направлено на повышение надежности охлаждения РОН омывающим его выхлопным газом турбины путем исключения возможности налипания смолообразований на наружные стенки РОН во время работы двигателя.The invention is aimed at increasing the reliability of cooling the RON by the exhaust gas of the turbine washing it by eliminating the possibility of gum adhesion to the outer walls of the RON during engine operation.

Результат достигается тем, что в газовод перед коллектором тракта охлаждения насадка сопла встроен центробежный сепаратор, выполненный в виде вихревой камеры с тангенциальным входом и двумя выходами, один из которых, с отбором газа из центральной зоны вихревой камеры направлен по направлению тяги двигателя - к коллектору тракта охлаждения насадка сопла, а другой, при отборе с периферии вихревой камеры - против направления тяги двигателя - к соплу сброса отсепарированной твердой фазы. Таким образом с исключением из основного расхода выхлопного газа турбины мелкодисперсной твердой фракции и, тем самым, возможности ее контакта со стенками РОН при течении в кожухе решается проблема надежного охлаждения РОН выхлопным газом турбины с сопутствующим уменьшением теплового потока излучения поверхности РОН и, следовательно, потерь удельного импульса двигателя, обусловленных этим излучением.The result is achieved by the fact that a centrifugal separator made in the form of a vortex chamber with a tangential inlet and two outlets, one of which, with gas withdrawal from the central zone of the vortex chamber, is directed in the direction of the engine thrust - to the manifold of the channel cooling the nozzle nozzle, and the other, when withdrawing from the periphery of the vortex chamber - against the direction of the engine thrust - to the nozzle of the separated solid phase discharge. Thus, with the exclusion of the finely dispersed solid fraction from the main flow rate of the turbine exhaust gas and, thereby, the possibility of its contact with the walls of the RON during flow in the casing, the problem of reliable cooling of the RON by the exhaust gas of the turbine is solved with a concomitant decrease in the heat flux of radiation from the RON surface and, consequently, losses of specific motor impulse caused by this radiation.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой ЖРД, представленной на рисунке 1 и устройством центробежного сепаратора, представленного на рисунке 2.The essence of the invention is illustrated by the LRE diagram shown in Figure 1 and the centrifugal separator device shown in Figure 2.

В состав ЖРД входят камера 1 с РОН 2, охлаждаемым также выхлопным газом турбины ТНА 3, который вырабатывается газогенератором 4, газовод 5 на выходе турбины, сообщенной со входом в коллектор 6 тракта охлаждения РОН, образованного его наружной стенкой и кожухом 7 и имеющего выход в кольцевое выхлопное сопло 8. В газовод 5 перед входом в коллектор 6 встроен центробежный сепаратор 9, выполненный в виде вихревой камеры с тангенциальным входом 10 и двумя выходами 11, 12; один из которых (выход 11), с отбором газа из центральной зоны вихревой камеры, (после разворота основного потока газа) - направленный по направлению тяги двигателя - к коллектору 5, второй (выход 12) - при отборе с периферии вихревой камеры против направления тяги двигателя - к соплу сброса 13.The LPRE includes a chamber 1 with RON 2, also cooled by the exhaust gas of the turbine TNA 3, which is produced by a gas generator 4, a gas duct 5 at the outlet of the turbine connected to the inlet to the manifold 6 of the RON cooling path formed by its outer wall and casing 7 and having an outlet to an annular exhaust nozzle 8. A centrifugal separator 9, made in the form of a vortex chamber with a tangential inlet 10 and two outlets 11, 12, is built into the gas duct 5 before entering the manifold 6; one of which (outlet 11), with gas sampling from the central zone of the vortex chamber, (after turning the main gas flow) - directed in the direction of the engine thrust - to collector 5, the second (outlet 12) - when sampling from the periphery of the vortex chamber against the direction of thrust engine - to the discharge nozzle 13.

При работе двигателя выхлопной газ турбины ТНА 3 поступает через газовод 5 в центробежный сепаратор 9 через тангенциальный вход 10. В вихревой камере сепаратора 9 газовый поток закручивается, содержащаяся в нем мелкодисперсная твердая фаза центробежными силами относится к периферии вихревой камеры, после чего течением газа в пристеночной зоне вихревой камеры выносится к выходу 12, из которого в смеси с газом поступает в сопло сброса 13. Очищенный от твердой фазы газ после разворота в направление, противоположное направлению тяги двигателя, из центральной зоны вихревой камеры поступает через выход 11 центробежного сепаратора 9 в коллектор 6 тракта охлаждения насадка сопла 2 - кольцевой канал, образованный наружной стенкой насадка и кожухом 7, при течении в котором охлаждает стенки насадка сопла 2, подогреваясь при этом. Из тракта охлаждения насадка сопла выхлопной газ турбины, нагретый до более высокой, чем на выходе турбины, температуры истекает через кольцевое сопло 7, создавая тягу. При этом удельный импульс кольцевого сопла 7 за счет подогрева выхлопного газа в тракте охлаждения увеличивается, увеличивая тем самым удельный импульс двигателя.When the engine is running, the exhaust gas of the turbine ТНА 3 enters through the gas duct 5 into the centrifugal separator 9 through the tangential inlet 10. In the vortex chamber of the separator 9, the gas flow swirls, the finely dispersed solid phase contained in it belongs to the periphery of the vortex chamber by centrifugal forces, after which the gas flow in the wall the zone of the vortex chamber is taken out to the outlet 12, from which, in a mixture with gas, it enters the discharge nozzle 13. The gas purified from the solid phase, after turning in the direction opposite to the direction of the engine thrust, from the central zone of the vortex chamber enters through the outlet 11 of the centrifugal separator 9 into the collector 6 of the cooling path, the nozzle nozzle 2 is an annular channel formed by the outer wall of the nozzle and the casing 7, during the flow in which the nozzle nozzle 2 cools the walls, while heating up. From the cooling path of the nozzle nozzle, the turbine exhaust gas, heated to a temperature higher than at the turbine outlet, flows out through the annular nozzle 7, creating thrust. In this case, the specific impulse of the annular nozzle 7 increases due to the heating of the exhaust gas in the cooling path, thereby increasing the specific impulse of the engine.

При таком выполнении ЖРД обеспечивается надежное охлаждение РОН и увеличивается подогрев выхлопного газа (с увеличением удельного импульса выхлопного кольцевого сопла) за счет исключения твердой мелкодисперсной фракции в выхлопном газе с отложением ее в виде смолообразований на наружных стенках РОН, что повышает надежность и эффективность ЖРД.With such an implementation of the liquid-propellant rocket engine, reliable cooling of the rocket engine is provided and the heating of the exhaust gas increases (with an increase in the specific impulse of the exhaust annular nozzle) due to the exclusion of a finely dispersed solid fraction in the exhaust gas with its deposition in the form of gum formation on the outer walls of the rocket engine, which increases the reliability and efficiency of the rocket engine.

Claims

A liquid-propellant rocket engine, made according to the scheme without afterburning, including a TNA, a gas generator, a gas duct of the exhaust tract of the TNA turbine, a combustion chamber with a radiation-cooled nozzle head, also cooled by the exhaust gas of the turbine, the entrance to the cooling path of which is an annular channel formed by the outer wall of the nozzle and casing, communicated through the collector with a gas conduit, and the outlet - with an annular supersonic nozzle made around the nozzle, characterized in that a centrifugal separator is built into the gas conduit in front of the cooling path collector of the nozzle nozzle, made in the form of a vortex chamber with a tangential inlet and two outlets, one of which, with gas sampling from the central zone of the vortex chamber, is directed in the direction of the engine thrust - to the collector of the cooling path of the nozzle head, and the other, when withdrawing from the periphery of the vortex chamber - against the direction of the engine thrust - to the nozzle of the separated solid phase discharge.