RU2760369C1

RU2760369C1 - Liquid rocket propulsion system of a space vehicle

Info

Publication number: RU2760369C1
Application number: RU2021117557A
Authority: RU
Inventors: Владимир Иванович Морозов; Игорь Александрович Смирнов; Марк Израильевич Голдовский; Антон Юрьевич Голенков; Татьяна Григорьевна Верютина
Original assignee: Акционерное общество "Конструкторское бюро химического машиностроения имени А.М. Исаева"
Priority date: 2021-06-15
Filing date: 2021-06-15
Publication date: 2021-11-24

Abstract

FIELD: engine building.SUBSTANCE: invention relates to liquid rocket engines (LRE) on cryogenic components, equipped with an orientation and launching system (OLS). The OLS comprises blocks of low-thrust rocket engines (LTRE), electric pumps (1, 2) at the outlets of the low-pressure tanks of the cryogenic components, in communication with the receivers (8, 9) of the working fluid for the LTRE by pressure mains through gasifier heat exchangers (3, 4). The receivers are refilled by signals from the pressure sensors (11(1), 11(2)). The heat transfer paths of the gasifiers (3, 4) are in communication at the input with the main for high-temperature combustion products of the gas generator (5) and at the output with the exhaust nozzles (10(1), 10(2)) included in the structure of the LTRE blocks, the axes whereof are parallel to the longitudinal axis of the LRE. Output mains of the heat-receiving paths of the gasifiers (3, 4) are connected to the inputs of the gas generator (5) through electric valves (7(3), 7(4)).EFFECT: reduction in the mass of the LRE structure with the maintained functionality of the OLS.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях жидкостных ракетных двигательных установок, использующих криогенные компоненты топлива, в состав которых входят маршевый двигатель (МД) с насосной системой подачи компонентов топлива и система ориентации и обеспечения запуска (СООЗ) с общими баками компонентов топлива.The invention relates to rocket and space technology and can be used in the designs of liquid-propellant rocket propulsion systems using cryogenic propellants, which include a sustainer engine (MD) with a pumping system for supplying propellants and an attitude control and launch support system (SOOS) with common tanks fuel components.

Известна двигательная установка (ДУ разгонного блока (РБ) «Бриз М», РН «Протон М»), включающая МД с насосной системой подачи компонентов топлива, баки компонентов топлива низкого давления, обеспечивающие питание МД, СООЗ на основе ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) с вытеснительной системой подачи компонентов топлива из баков высокого давления.Known propulsion system (DU upper stage (RB) "Breeze M", LV "Proton M"), including MD with a pumping system for supplying fuel components, tanks of low pressure fuel components, supplying power to MD, SOOS based on low-thrust rocket engines (RDMT ) with a positive displacement system for supplying fuel components from high-pressure tanks.

К основным недостаткам этой ДУ можно отнести ее сложность, значительную массу за счет применения СООЗ с автономным питанием РДМТ из баков высокого давления, в составе которой, кроме баков, используются шар-баллоны с газом наддува баков, клапанно-регулирующая арматура и т.д.The main disadvantages of this remote control include its complexity, significant weight due to the use of POPs with autonomous power supply of RDMT from high-pressure tanks, which, in addition to tanks, use balloons with pressurized gas, valves and control valves, etc.

Кроме того в такой ДУ запас топлива для питания РДМТ регламентирован заправкой баков высокого давления, которая определяется на основании статистики исходя из максимально возможных затрат топлива в каждом сеансе работы СООЗ, что, однако, не исключает угрозу потери КА из-за нехватки топлива СООЗ, например, в случае срыва одного из сеансов динамических операций, предшествующих включению МД.In addition, in such a remote control, the fuel supply for powering the RDMT is regulated by the filling of high-pressure tanks, which is determined on the basis of statistics based on the maximum possible fuel consumption in each session of the POOS operation, which, however, does not exclude the threat of spacecraft loss due to the lack of POOS fuel, for example , in case of failure of one of the sessions of dynamic operations preceding the inclusion of the MD.

Известна принятая за прототип ЖРДУ по патенту РФ № 2662011, в которой подача компонентов топлива в РДМТ осуществляется из малообъемных баков высокого давления, выполняющих функции ресиверов при использовании электронасосов, обеспечивающих их подпитку компонентами топлива, отбираемыми из баков низкого давления ДУ, причем включение и выключение электронасосов при подпитке каждого ресивера определяется сигнализаторами верхнего и нижнего уровней давления в ресивере. ЖРДУ с СООЗ, выполненной по этой схеме, свободна от указанных выше недостатков аналога, однако, в случае криогенных компонентов топлива, таких как «жидкий кислород + жидкий водород», «жидкий кислород + СПГ» использование ее невозможно, так как невозможна работа в импульсном режиме РДМТ на жидких криогенных компонентах топлива в связи с большими задержками воспламенения в камерах РДМТ, неприемлемыми для проведения динамических операций в сеансах ориентации КА.Known adopted as a prototype LPRE under the patent of the Russian Federation No. 2662011, in which the supply of fuel components to the RDMT is carried out from low-volume high-pressure tanks that perform the functions of receivers when using electric pumps, providing their replenishment with fuel components taken from the low-pressure tanks of the remote control, and turning on and off the electric pumps when making up each receiver, it is determined by the high and low pressure level alarms in the receiver. A liquid-propellant rocket engine with POOS, made according to this scheme, is free from the above disadvantages of the analog, however, in the case of cryogenic fuel components, such as "liquid oxygen + liquid hydrogen", "liquid oxygen + LNG" its use is impossible, since it is impossible to operate in a pulsed in the mode of RDMT on liquid cryogenic propellants due to long ignition delays in RDMT chambers, unacceptable for dynamic operations in spacecraft orientation sessions.

Приемлемые задержки воспламенения возможны лишь при использовании указанных компонентов топлива в газообразном виде, как, например, в представленной патентом РФ № RU 2486362 CI СООЗ, недостатки которой в составе ЖРДУ (массовые характеристики, ограниченность запасов компонентов топлива) лишь усугубляют недостатки аналога - ДУ РБ «Бриз - М» из-за существенно больших объемов емкостей (баков) с газообразными компонентами топлива.Acceptable ignition delays are possible only when using the specified fuel components in gaseous form, as, for example, in the presented by the RF patent No. RU 2486362 CI POOS, the disadvantages of which in the LPRE (mass characteristics, limited reserves of fuel components) only exacerbate the disadvantages of the analogue - DU RB " Breeze - M "due to the significantly large volumes of containers (tanks) with gaseous fuel components.

Изобретение направлено на снижение массы конструкции ДУ, использующей криогенные компоненты топлива при сохранении функциональности СООЗ и исключение зависимости ее работоспособности от регламентирующей автономной заправки СООЗ компонентами топлива и газом наддува.The invention is aimed at reducing the mass of the propulsion system using cryogenic propellant components while maintaining the functionality of the POOS and eliminating the dependence of its performance on the regulatory autonomous filling of POOS with fuel components and pressurization gas.

Результат обеспечивается тем, что в жидкостной ракетной двигательной установке, использующей криогенные компоненты топлива, в состав которой входят маршевый двигатель, баки низкого давления криогенных компонентов топлива, система ориентации и обеспечения запуска маршевого двигателя, включающая блоки ракетных двигателей малой тяги и установленные в магистралях на выходах баков низкого давления электронасосы, напорные магистрали которых сообщены с ресиверами, содержащими запасы компонентов топлива РДМТ, пополняемые по сигналам сигнализаторов верхнего и нижнего уровней давлений в ресиверах, в напорные магистрали между выходами электронасосов и входами в ресиверы включены теплообменники - газификаторы, входы в теплопередающие тракты которых сообщены с магистралью высокотемпературных продуктов сгорания, вырабатываемых газогенератором, магистрали питания газогенератора компонентами топлива сообщены с соответствующими магистралями на выходах теплообменников - газификаторов, а выходы теплопередающих трактов теплообменников - газификаторов сообщены с выхлопными соплами, расположенными в блоках РДМТ - по обе стороны маршевого двигателя, оси которых направлены параллельно продольной оси КА.The result is ensured by the fact that in a liquid-propellant rocket propulsion system using cryogenic propellants, which includes a sustainer engine, low-pressure tanks for cryogenic propellants, an attitude control and launch system for the propulsion engine, including low-thrust rocket engine blocks and installed in the highways at the exits low pressure tanks electric pumps, the pressure lines of which are connected with receivers containing stocks of RDMT fuel components, replenished according to the signals of the upper and lower pressure levels in the receivers, heat exchangers - gasifiers are included in the pressure lines between the outputs of the electric pumps and the inputs to the receivers, the inputs to the heat transfer tracts of which are connected with the mains of high-temperature combustion products generated by the gas generator, the mains supplying the gas generator with fuel components are connected with the corresponding mains at the outputs of the heat exchangers - gasifiers, and the outputs of the heat transfer giving paths of heat exchangers - gasifiers are connected with exhaust nozzles located in the RDMT blocks - on both sides of the main engine, the axes of which are directed parallel to the longitudinal axis of the spacecraft.

Сущность изобретения поясняется представленной на рисунке схемой СООЗ в составе ДУ.The essence of the invention is illustrated by the diagram of POPs presented in the figure as part of the control system.

В СООЗ входят: электронасос окислителя 1, электронасос горючего 2, теплообменник - газификатор окислителя 3, теплообменник - газификатор горючего 4, газогенератор 5, вырабатывающий высокотемпературные продукты сгорания окислителя и горючего - теплоноситель теплообменников - газификаторов 3, 4, обратные клапаны 6(1), 6(2) в магистралях на выходах теплопринимающих трактов теплообменников - газификаторов 3, 4, отсечные нормально-закрытые электроклапаны 7(1), 7(2) в магистралях между баками низкого давления ДУ и электронасосами, электроклапаны 7(3), 7(4) в магистралях компонентов топлива на входах в газогенератор 5, ресиверы 8, 9 с пополняемыми запасами газифицированных кислорода и водорода - компонентами топлива РДМТ, поступающих из теплообменников - газификаторов 3, 4 в блоки ракетных двигателей малой тяги (БРДМТ) и в конструктивно связанные с БРДМТ выхлопные сопла продуктов сгорания 10(1), 10(2), расположенные диаметрально противоположно по обе стороны маршевого двигателя, функциональные датчики давлений 11(1), 11(2) и температуры 12(1), 12(2) газообразных компонентов топлива в ресиверах - (датчики обратной связи - чувствительные элементы системы управления КА), зажигательное устройство 13.The SOOS includes: an oxidizer electric pump 1, an electric fuel pump 2, a heat exchanger - an oxidizer gasifier 3, a heat exchanger - a fuel gasifier 4, a gas generator 5 that produces high-temperature oxidizer and fuel combustion products - a heat carrier of heat exchangers - gasifiers 3, 4, check valves 6 (1), 6 (2) in the lines at the outputs of the heat-receiving paths of heat exchangers - gasifiers 3, 4, shut-off normally-closed solenoid valves 7 (1), 7 (2) in the lines between the low-pressure tanks of the remote control and electric pumps, solenoid valves 7 (3), 7 (4 ) in the lines of fuel components at the inlets to the gas generator 5, receivers 8, 9 with replenished reserves of gasified oxygen and hydrogen - the components of the RDMT fuel, coming from the heat exchangers - gasifiers 3, 4 into the low-thrust rocket engine blocks (BRDMT) and structurally connected with the BRDMT exhaust nozzles of combustion products 10 (1), 10 (2), located diametrically opposite on both sides of the main engine, functional f pressure sensors 11 (1), 11 (2) and temperature 12 (1), 12 (2) gaseous fuel components in receivers - (feedback sensors are sensitive elements of the spacecraft control system), incendiary device 13.

Кроме перечисленного состава СООЗ в баках ДУ установлены капиллярные накопители жидких криогенных компонентов топлива на входы в заборники СООЗ, удерживающие запасы жидких компонентов топлива в зоне заборников СООЗ, необходимые для питания РДМТ на время осаждения, прилива компонентов топлива к заборникам из наиболее удаленных зон баков, в которых возможно расположение жидких компонентов топлива в невесомости, а также - на время всплытия газовых включений в жидких компонентах топлива в зонах заборников при работе РДМТ обеспечения запуска.In addition to the above composition of POOS, the tanks of the propulsion system are equipped with capillary accumulators of liquid cryogenic fuel components at the inlets to the intakes of the POPs, which hold the stocks of liquid fuel components in the area of the POPs intakes, which are necessary for feeding the RDMT for the time of sedimentation, the influx of fuel components to the intakes from the most remote zones of the tanks, in which the location of liquid fuel components in zero gravity is possible, as well as - during the ascent of gas inclusions in the liquid components of the fuel in the intake zones during the operation of the RDMT to ensure the launch.

Перед началом работы СООЗ ДУ в сеансе ориентации и обеспечении запуска МД перед его включением ресиверы 8, 9 заполнены, соответственно газообразным окислителем и горючим. При включении РДМТ ориентации и обеспечения запуска в них поступают газообразные компоненты топлива из ресиверов 8, 9, при этом давление в ресиверах 8, 9 уменьшается, достигая нижних пределов допустимых диапазонов, о чем свидетельствуют сигналы датчики 11(1), 11(2), поступающие в систему управления космического аппарата (СУ КА). По этим сигналам СУ КА формирует команды на питание электроклапанов 7(1), 7(2), 7(3), 7(4), зажигательного устройства 13 электродвигателей электронасосных агрегатов 1, 2. Электрическое напряжение постоянного тока поступает на электроклапаны и зажигательное устройство. Электроклапаны 7(1), 7(2) срабатывают, открывая доступ жидким криогенным компонентам топлива из баков - на входы насосов электронасосных агрегатов 1, 2 и, далее в напорные магистрали СООЗ. Электроклапаны 7(3), 7(4) срабатывают, открывая доступ компонентам топлива с выходов теплообменников - газификаторов в газогенератор 5. Зажигательное устройство включается, образуя высоковольтный электрический разряд на свече в реакционной полости газогенератора 5. Электрическое напряжение переменного тока поступает на электродвигатели электронасосов, приводя их во вращение. Жидкие компоненты топлива поступают в напорные магистрали СООЗ и теплообменники - газификаторы 3, 4, где за счет запасенного в них тепла газифицируются и газообразном виде поступают в газогенератор 5; при этом посредством электрического разряда на свече зажигательного устройства, обеспечивается воспламенение смеси компонентов топлива с образованием продуктов сгорания, после чего по команде СУ КА подача электропитания на зажигательное устройство прекращается. Высокотемпературные продукты сгорания из газогенератора поступают в теплопередающие тракты теплообменников - газификаторов 3, 4 в качестве теплоносителей, за счет тепла которых осуществляется газификация жидких компонентов топлива с последующим подогревом их в газообразном состоянии перед поступлением в ресиверы 8, 9. Обороты электронасосных агрегатов 1, 2, давления компонентов топлива за насосами, в теплообменниках, а также продуктов сгорания в газогенераторе, в теплопередающих трактах теплообменников увеличиваются, после превышения давлений компонентов топлива над давлением в ресиверах8, 9 обратные клапаны 6(1), 6(2) срабатывают, обеспечивая доступ газифицированным компонентам топлива из теплообменников 3, 4 в ресиверы 8, 9 и восполнение их запасов в ресиверах до верхних уровней диапазонов допустимых давлений, после чего по сигналу датчиков давлений 11(1), 11(2) СУ КА формирует команду либо на прекращение питания электронасосов 1, 2 и электроклапанов 7(1)…7(4), либо на уменьшение электрического напряжения переменного тока, поступающего на каждый электронасос для уменьшения его мощности и оборотов, вследствие чего, уменьшаются расходы газообразных компонентов топлива в ресиверах 8, 9.Before the start of the operation of the POOZ DU in the orientation session and ensuring the launch of the MD, before turning it on, the receivers 8, 9 are filled, respectively, with a gaseous oxidizer and a fuel. When you turn on the RPMT orientation and ensure the launch, they receive gaseous fuel components from receivers 8, 9, while the pressure in receivers 8, 9 decreases, reaching the lower limits of the permissible ranges, as evidenced by signals from sensors 11 (1), 11 (2), entering the spacecraft control system (SC). Based on these signals, the spacecraft control system generates commands to power the solenoid valves 7 (1), 7 (2), 7 (3), 7 (4), the incendiary device 13 of the electric motors of the electric pump units 1, 2. The DC electric voltage is supplied to the solenoid valves and the incendiary device ... Electrovalves 7 (1), 7 (2) are triggered, opening access to liquid cryogenic fuel components from the tanks - to the inlets of the pumps of the electric pump units 1, 2 and, then, to the pressure lines of the POOS. Electrovalves 7 (3), 7 (4) are triggered, opening access to the fuel components from the outputs of the heat exchangers - gasifiers to the gas generator 5. The ignition device turns on, forming a high-voltage electric discharge on the candle in the reaction cavity of the gas generator 5. AC voltage is supplied to the electric motors of the electric pumps, bringing them into rotation. The liquid components of the fuel enter the pressure lines of the SOOS and heat exchangers - gasifiers 3, 4, where, due to the heat stored in them, they are gasified and in a gaseous form they enter the gas generator 5; in this case, by means of an electric discharge on the spark plug of the ignition device, the mixture of fuel components is ignited with the formation of combustion products, after which, at the command of the spacecraft control system, the power supply to the ignition device is terminated. High-temperature combustion products from the gas generator enter the heat transfer ducts of heat exchangers - gasifiers 3, 4 as heat carriers, due to the heat of which gasification of liquid fuel components is carried out with their subsequent heating in a gaseous state before entering receivers 8, 9. Rotation of electric pump units 1, 2, the pressures of the fuel components behind the pumps, in the heat exchangers, as well as the combustion products in the gas generator, in the heat transfer ducts of the heat exchangers increase, after the pressure of the fuel components exceeds the pressure in the receivers 8, 9 check valves 6 (1), 6 (2) are triggered, providing access to the gasified components fuel from heat exchangers 3, 4 into receivers 8, 9 and replenishment of their reserves in receivers to the upper levels of the ranges of permissible pressures, after which, on the signal of pressure sensors 11 (1), 11 (2), the SC control system generates a command either to cut off the power supply of electric pumps 1, 2 and solenoid valves 7 (1) ... 7 (4), or to reduce ele ctric AC voltage supplied to each electric pump to reduce its power and speed, as a result of which the consumption of gaseous fuel components in receivers 8, 9 decreases.

При достижении нижних уровней допустимых диапазонов давлений по сигналу датчиков давлений 11(1), 11(2) СУ К А формирует команды на включение всех электроагрегатов СООЗ для подпитки ресиверов 8, 9When the lower levels of the permissible pressure ranges are reached, according to the signal from the pressure sensors 11 (1), 11 (2), the SU K A generates commands to turn on all the power generating units of the POOZ to recharge the receivers 8, 9

При изменении температуры газообразных компонентах топлива в ресиверах 8, 9 по сигналу датчиков температур 12(1), 12(2) СУ КА формирует команды, направленные на изменение напряжений тока питания соответствующего электронасоса, его оборотов и расхода через насос компонента, в сторону, соответствующую изменению его температуры. При работе СООЗ в случае существенных превышений верхних границ -диапазонов допустимых давлений в ресиверах 8, 9 срабатывают предохранительные клапаны 14(1), 14(2) стравливая избыток газообразных компонентов топлива в окружающее пространство.When the temperature of the gaseous fuel components in receivers 8, 9 changes according to the signal from temperature sensors 12 (1), 12 (2), the spacecraft control system generates commands aimed at changing the supply voltage of the corresponding electric pump, its speed and flow rate through the component pump, in the direction corresponding to a change in its temperature. During operation of POPs, in case of significant exceeding of the upper limits of the permissible pressure ranges in receivers 8, 9, safety valves 14 (1), 14 (2) are triggered, releasing excess gaseous fuel components into the surrounding space.

По окончании сеанса работы СООЗ СУ КА подает контрольную команду на отмену электропитания всех электроагрегатов СООЗ.At the end of the SOOZ operation session, the spacecraft control system issues a control command to cancel the power supply to all SOOZ power generating units.

Расчетная оценка, проведенная применительно к ДУ кислородно-водородного блока на криогенных компонентах топлива - жидкий кислород + жидкий водород с суммарным импульсом тяги РДМТ СООЗ - 63780 кгс*с при соотношении расходов газообразных кислорода и водорода - 3, которая выполнена в соответствии с изобретением показала, что масса такой ДУ, в сравнении с ДУ, использующей СООЗ с питанием газообразными компонентами топлива из автономных емкостей, на 160 кг меньше даже при использовании самых современных композиционных материалов в конструкциях автономных емкостей.The computational assessment carried out in relation to the propulsion system of the oxygen-hydrogen unit on cryogenic fuel components - liquid oxygen + liquid hydrogen with a total thrust impulse of the RDMT SOOS - 63780 kgf * s at a ratio of the flow rates of gaseous oxygen and hydrogen - 3, which is made in accordance with the invention showed, that the mass of such a propulsion system, in comparison with a propulsion system using POPs powered by gaseous propellants from autonomous containers, is 160 kg less even when using the most modern composite materials in the structures of autonomous containers.

Claims

Liquid rocket propulsion system of a spacecraft using liquid cryogenic propellants, which includes a propulsion engine, low-pressure tanks for cryogenic propellants, an attitude control and launch support system for the propulsion engine, including low-thrust rocket engine blocks installed in the highways at the outlets of the low-pressure tanks electric pumps, the pressure lines of which are connected with receivers containing stocks of fuel components of low-thrust engines, replenished according to the signals of the sensors of the upper and lower pressure levels in the receivers, characterized in that heat exchangers - gasifiers of cryogenic fuel components, the entrances to the heat transfer paths of which are connected with the main line of high-temperature combustion products produced by the gas generator, while the main lines supplying the fuel components to the gas generator are connected They are connected with the corresponding lines for the outlet of the gasified fuel components from the heat exchangers - gasifiers, and the outlets from the heat transfer paths of the heat exchangers - gasifiers are connected with the exhaust nozzles included in the design of the low-thrust engine blocks, the axes of which are directed parallel to the longitudinal axis of the propulsion system.