RU2773694C1

RU2773694C1 - Liquid rocket engine powered by cryogenic fuel

Info

Publication number: RU2773694C1
Application number: RU2021121708A
Authority: RU
Inventors: Виктор Дмитриевич Горохов; Станислав Николаевич Гарбера; Сергей Петрович Кунавин; Николай Васильевич Подгорный
Original assignee: Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Filing date: 2021-07-21
Publication date: 2022-06-07

Abstract

FIELD: rocket technology.

SUBSTANCE: invention relates to rocket technology, in particular to the creation of liquid rocket engines (LRE) using cryogenic fuel. A cryogenic liquid rocket engine containing a combustion chamber with a mixing head and a nozzle equipped with a cooling path, a turbopump unit with a rotor and a turbine as a drive and a cryogenic oxidizer pump and a hydrocarbon fuel pump with oxidizer and hydrocarbon fuel supply lines, the inlet of the pre-turbine cavity of which is connected by a main to the outlet of the cooling path, and the turbine cavity of which connected to the cavity of the mixing head, according to the invention, the inlet of the cooling path is connected by a feed line to the flow line of the turbopump of hydrocarbon fuel, and the turbine rotor is additionally equipped with a kinematic coupling unit with an additional drive with the possibility of straining the rotor from a state of rest, its rotation at the initial time of the turbopump unit with the possibility of disabling the additional drive in stationary mode.

EFFECT: invention provides for the expansion of the functionality of the LRE due to accelerated start-up with the possibility of using cryogenic liquefied natural gas- methane as a cooler and working fluid on the turbine.

4 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей на криогенном топливе, предназначенных для установки в отсеках двигательных установок верхних ступеней с минимальной массой, является актуальной задачей.The invention relates to rocket technology, in which the creation of liquid rocket engines on cryogenic fuel, designed for installation in the compartments of the propulsion systems of the upper stages with a minimum weight, is an urgent task.

Известны однокамерные жидкостные ракетные двигатели на криогенном топливе, содержащие турбонасосный агрегат, газогенератор, магистраль подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к турбине и далее к смесительной головке камеры и магистраль подвода недостающего в генераторном газе компонента, например, горючего, к камере (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 96, РД-0120 и стр. 272, РД-191»).Known are single-chamber liquid-propellant rocket engines on cryogenic fuel, containing a turbopump unit, a gas generator, a line for supplying generator gas with an excess of one of the components to the turbine and further to the mixing head of the chamber and a line for supplying a component missing in the generator gas, for example, fuel, to the chamber (see Fig. reference book edited by Shustov I. G. "Engines 1944-2000: aviation, rocket, marine, ground", M., ed. "AKS - Konversalt, 2000, p. 96, RD-0120 and p. 272, RD -191").

В таких жидкостных ракетных двигателях на криогенном топливе, предназначенных для получения больших тяг, наличие газогенератора позволяет получать высокие значения работоспособности генераторного газа за счет высоких температур и высокой работоспособности генераторного газа за счет избыточного состава водорода на входе в турбину (в привод) турбонасосного агрегата, и высокие значения давления криогенных окислителя после насоса криогенного окислителя и криогенного водорода после насоса водорода, что позволяет создавать высокие давления в камере сгорания с высокой экономичностью.In such cryogenic liquid-propellant rocket engines designed to produce high thrusts, the presence of a gas generator makes it possible to obtain high values of generator gas performance due to high temperatures and high generator gas performance due to an excess hydrogen composition at the inlet to the turbine (drive) of the turbopump unit, and high pressures of cryogenic oxidizer after the cryogenic oxidizer pump and cryogenic hydrogen after the hydrogen pump, which makes it possible to create high pressures in the combustion chamber with high efficiency.

Однако, для получения малых тяг применение такой схемы с применением турбины турбонасосного агрегата, работающей от газогенератора с высокой температурой и давлением, не всегда оправдано, так как энергетическая система «мощность насосов с одной стороны и мощность турбины с другой» для ограниченных значений тяг сбалансирована может быть и без высоких значений температур перед турбиной, то есть без генератора и без решения возникающих в этом случае проблем, в том числе и проблем применяемых материалов.However, to obtain small thrusts, the use of such a scheme using a turbine of a turbopump unit operating from a gas generator with high temperature and pressure is not always justified, since the energy system “pump power on the one hand and turbine power on the other” for limited thrust values can be balanced to be without high temperatures in front of the turbine, that is, without a generator and without solving the problems that arise in this case, including the problems of the materials used.

Известны также жидкостные ракетные двигатели на криогенном топливе, содержащие камеру сгорания со смесительной головкой и соплом, снабженную трактом охлаждения, турбонасосный агрегат с ротором и турбиной в качестве привода и насосом криогенного окислителя и насосом углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, вход предтурбинной полости которого соединен магистралью с выходом тракта охлаждения, а затурбинная полость которого соединена с полостью смесительной головки (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС-Конверсалт», 2000 г., Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе RL10A-3 фирмы Pratt & Whitney стр. 363). - прототип.Liquid-propellant rocket engines on cryogenic fuel are also known, containing a combustion chamber with a mixing head and a nozzle, equipped with a cooling path, a turbopump unit with a rotor and a turbine as a drive and a cryogenic oxidizer pump and a hydrocarbon fuel pump with oxidizer and fuel consumable lines, the entrance of the pre-turbine cavity of which connected by a line to the exit of the cooling path, and the turbine cavity of which is connected to the cavity of the mixing head (see the reference book edited by Shustov I.G. “Engines 1944-2000: aviation, rocket, marine, ground”, M., ed. “AKS- Konversalt, 2000, Pratt & Whitney Cryogenic Liquid Rocket Engine RL10A-3 p. 363). - prototype.

В известном жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе при умеренной тяге двигателя за счет нагрева в тракте охлаждения камеры рабочего тела, предназначенного для вращения турбины турбонасосного агрегата, исчезает необходимость в повышенных значениях температуры рабочего тела перед турбиной, как это требуется в жидкостных ракетных двигателях больших тяг, как первых, так и верхних ступеней ракет.In the known cryogenic liquid-propellant rocket engine with moderate engine thrust, due to heating in the cooling path of the working fluid chamber designed to rotate the turbine of the turbopump unit, there is no need for increased temperatures of the working fluid in front of the turbine, as is required in high-thrust liquid-propellant rocket engines, both the first and upper stages of rockets.

Однако для эффективного использования такого жидкостного ракетного двигателя на криогенных компонентах топлива существует ограниченная номенклатура используемых криогенных компонентов. В жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе RL10A-3 используется жидкий водород и жидкий кислород. Обе топливные пары в нагретом в тракте охлаждения камеры состоянии могут быть использованы в качестве рабочего тела для привода турбины турбонасосного агрегата или турбин нескольких турбонасосных агрегатов, так как не создают термических отложений в тракте охлаждения, как это происходит при охлаждении высокомолекулярных углеродсодержащих горючих. При значительной эффективности водорода при создании жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе, характеризующимся высоким значением удельного импульса тяги и высокой работоспособностью рабочего тела на турбине, из-за низкой плотности объем жидкого водорода требует увеличенной массы бака водорода, что не всегда может быть приемлемо. Кроме того вместе с относительно высокой стоимостью получения жидкого водорода в больших масштабах схема работы с использованием водорода в жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе не всегда целесообразна для коммерческих пусков ракет-носителей. Недостатком такой схемы жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе является относительно замедленный запуск камеры сгорания и замедленная под действием увеличивающегося массового расхода рабочего тела на турбину начальная самопроизвольная постепенная раскрутка турбонасосного агрегата, что вызывает замедленную по времени завязку процесса горения несамовоспламеняющейся топливной смеси с поджиганием запальным устройством, как следствие - замедленное по времени увеличение массового расхода продуктов сгорания и давления продуктов сгорания в камере. При использовании жидкого кислорода после нагрева в тракте охлаждения камеры в качестве рабочего тела относительно низкое значение работоспособности рабочего тела на турбине не позволяет поднять до требуемых величин давление компонентов за насосами и в камере сгорания и получить приемлемый уровень удельного импульса тяги за счет высокой степени расширения продуктов сгорания в сопле камеры в жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе. Проблем температурных отложений при охлаждении жидким кислородом не возникает, хотя возникают проблемы совместимости агрессивного жидкого кислорода и материалов стенок камеры, турбины и газовых трактов, из-за чего снижается номенклатура относительно недорогих материалов, возможных для применения, в том числе и традиционно широко применяемых в ракетной технике, что в итоге приводит к снижению температуры нагретого кислорода при подаче его на турбину, снижению экономичности. Недостатком такой схемы жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе для случая применения криогенного углеродсодержащего горючего, в том числе и низкоуглеродного сжиженного метана, является также относительно замедленный запуск камеры сгорания и замедленная начальная самопроизвольная постепенная под действием увеличивающегося рабочего тела на турбину раскрутка турбонасосного агрегата, что вызывает замедленную по времени завязку процесса горения несамовоспламеняющейся топливной смеси с поджиганием запальным устройством, как следствие - замедленное по времени увеличение массового расхода продуктов сгорания и давления продуктов сгорания в камере, хотя температура продуктов сгорания в камере достигает значительной величины. Из-за недостаточного массового расхода криогенного углеродсодержащего горючего происходит недостаточное охлаждение стенок камеры на затянутом запуске и отложение углеродсодержащих частиц углерода (сажи) на стенке со стороны охладителя в начальный момент и связанные с этим нежелательные последствия в охлаждении камеры сгорания, проявляющиеся на стационарном режиме работы ухудшением охлаждения из-за дополнительного термического сопротивления отложений, а для жидкостного ракетного двигателя на криогенном углеродсодержащем горючем, проходящего контрольно-технологические испытания, требует очистки каналов от сажи (частиц углерода), как продукта термического разложения углеродсодержащего горючего между пусками с применением трудоемких операций и трудоемкого контроля. Поэтому такая схема по сравнению со схемами применения сжиженного кислорода и водорода не всегда находит применение, хотя по энергетическим показателям, по работоспособности на турбине, нагретый сжиженный метан для рабочего тела турбины значительно эффективнее, чем жидкий кислород, и значительно дешевле и приемлемее для коммерческих пусков ракет-носителей, чем водород, при том, что более высокая плотность сжиженного метана по сравнению с водородом позволяет снизить массу бака для его транспортировки в составе ракеты.However, for the effective use of such a liquid propellant rocket engine on cryogenic propellant components, there is a limited range of cryogenic components used. The RL10A-3 cryogenic liquid propellant rocket engine uses liquid hydrogen and liquid oxygen. Both fuel vapors in the state heated in the cooling path of the chamber can be used as a working fluid to drive the turbine of a turbopump unit or turbines of several turbopump units, since they do not create thermal deposits in the cooling path, as occurs when high-molecular carbon-containing fuels are cooled. With a significant efficiency of hydrogen in the creation of a liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel, which is characterized by a high value of the specific thrust impulse and high efficiency of the working fluid on the turbine, due to the low density, the volume of liquid hydrogen requires an increased mass of the hydrogen tank, which may not always be acceptable. In addition, together with the relatively high cost of obtaining liquid hydrogen on a large scale, the operation scheme using hydrogen in a cryogenic liquid rocket engine is not always appropriate for commercial launches of launch vehicles. The disadvantage of such a scheme of a liquid-propellant rocket engine running on cryogenic fuel is the relatively slow start of the combustion chamber and the initial spontaneous gradual spin-up of the turbopump unit, which is slowed down by the action of the increasing mass flow rate of the working fluid to the turbine, which causes a delayed start of the combustion process of a non-self-igniting fuel mixture with ignition by an ignition device, as the consequence is a time-delayed increase in the mass flow rate of the combustion products and the pressure of the combustion products in the chamber. When liquid oxygen is used after heating in the cooling path of the chamber as a working fluid, the relatively low value of the efficiency of the working fluid on the turbine does not allow raising the pressure of the components downstream of the pumps and in the combustion chamber to the required values and obtaining an acceptable level of specific thrust impulse due to the high degree of expansion of combustion products in a chamber nozzle in a liquid-propellant rocket engine running on cryogenic fuel. There are no problems of temperature deposits during cooling with liquid oxygen, although there are problems of compatibility of aggressive liquid oxygen and materials of the walls of the chamber, turbine and gas paths, which reduces the range of relatively inexpensive materials that can be used, including those traditionally widely used in rocket technology, which ultimately leads to a decrease in the temperature of heated oxygen when it is supplied to the turbine, and a decrease in efficiency. The disadvantage of such a scheme of a liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel for the case of using cryogenic carbon-containing fuel, including low-carbon liquefied methane, is also a relatively slow start of the combustion chamber and a slow initial spontaneous gradual spin-up of the turbopump unit under the action of an increasing working fluid on the turbine, which causes a slow in time, the start of the combustion process of a non-self-igniting fuel mixture with ignition by an ignition device, as a result, a time-delayed increase in the mass flow rate of combustion products and the pressure of combustion products in the chamber, although the temperature of the combustion products in the chamber reaches a significant value. Due to the insufficient mass flow rate of cryogenic carbon-containing fuel, insufficient cooling of the chamber walls occurs at a prolonged start-up and the deposition of carbon-containing particles of carbon (soot) on the wall from the cooler at the initial moment and the associated undesirable consequences in the cooling of the combustion chamber, manifested in the stationary mode by deterioration cooling due to additional thermal resistance of deposits, and for a liquid-propellant rocket engine on cryogenic carbon-containing fuel, which is undergoing control and technological tests, it requires cleaning the channels from soot (carbon particles), as a product of thermal decomposition of carbon-containing fuel between launches using labor-intensive operations and labor-intensive control . Therefore, such a scheme, in comparison with schemes for the use of liquefied oxygen and hydrogen, is not always used, although in terms of energy indicators, in terms of turbine performance, heated liquefied methane for the turbine working fluid is much more efficient than liquid oxygen, and much cheaper and more acceptable for commercial rocket launches. -carriers than hydrogen, despite the fact that the higher density of liquefied methane compared to hydrogen makes it possible to reduce the mass of the tank for its transportation as part of a rocket.

Задачей предполагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и расширение функциональных возможностей жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе за счет ускоренного запуска жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе и за счет возможности применения криогенного сжиженного природного газа - метана в качестве охладителя и рабочего тела на турбине, удешевление выполнения коммерческих пусков по сравнению с пусками с применением водорода, повышения их энергетических показателей по сравнению с пусками с применением ряда криогенных компонентов, таких, как сжиженный кислород и высокоуглеродистые органические компоненты топлива.The objective of the proposed invention is to eliminate the above disadvantages and expand the functionality of a liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel due to the accelerated launch of a liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel and due to the possibility of using cryogenic liquefied natural gas - methane as a coolant and working fluid in a turbine, reducing the cost of commercial launches in comparison with launches using hydrogen, increase in their energy performance in comparison with launches using a number of cryogenic components, such as liquefied oxygen and high-carbon organic fuel components.

Указанная выше задача изобретения решается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе на криогенном топливе вход тракта охлаждения соединен магистралью с расходной магистралью турбонасоса углеводородного горючего, а ротор турбины дополнительно снабжен узлом кинематической связи с ним дополнительным приводом с возможностью обеспечения страгивания ротора из состояния покоя, его вращения в начальный момент времени раскрутки турбонасосного агрегата с возможностью отключения последнего на стационарном режиме.The above objective of the invention is solved by the fact that in the known liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel, the inlet of the cooling path is connected by a line to the flow line of the hydrocarbon fuel turbopump, and the turbine rotor is additionally equipped with a kinematic connection unit with it with an additional drive with the possibility of ensuring the rotor breaking from rest, its rotation at the initial time of spin-up of the turbopump unit with the ability to turn off the latter in a stationary mode.

Указанная выше задача изобретения решается также тем, что дополнительный привод выполнен в виде электродвигателя, соединенного с установленным аккумулятором, причем электрическая система выполнена в виде фидера с возможностью отключения на стационарном режиме.The above problem of the invention is also solved by the fact that the additional drive is made in the form of an electric motor connected to the installed battery, and the electrical system is made in the form of a feeder with the possibility of switching off in a stationary mode.

Указанная выше задача изобретения решается также тем, что фидер выполнен в виде обгонной центробежной электрической муфты.The above problem of the invention is also solved by the fact that the feeder is made in the form of an overrunning centrifugal electric clutch.

Указанная выше задача изобретения решается также тем, что узел кинематической связи выполнен в виде магнитной муфты с ферромагнитной жидкостью и соленоидом, связанным с фидером.The above problem of the invention is also solved by the fact that the kinematic connection unit is made in the form of a magnetic coupling with a ferromagnetic fluid and a solenoid connected to the feeder.

Предлагаемый жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе приведен на чертеже (фиг. 1-6, фиг. 1 - пневмогидравлическая схема функционирования двигателя с изображением соединений газовых, гидравлических магистралей с агрегатами и электрическая и кинематическая схема соединения дополнительного привода в виде электродвигателя с аккумулятором; фиг. 2 - местный увеличенный вид А схемы дополнительного привода с электродвигателем и аккумулятором; фиг. 3 - местный увеличенный вид Б рессоры соединения дополнительного привода и ротора 6; фиг. 4 - местный вид В магнитной муфты 27; фиг. 5 - местный увеличенный вид Г с изображением узла обгонной центробежной электрической муфты 26 (фидера 25); фиг. 6 - пневмогидравлическая схема функционирования жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе с изображением соединений известной системы предварительного захолаживания от баллона с гелием, расположенном в топливном баке криогенного компонента), где показаны следующие агрегаты:The proposed liquid rocket engine on cryogenic fuel is shown in the drawing (Fig. 1-6, Fig. 1 - pneumohydraulic diagram of the operation of the engine with the image of the connections of gas, hydraulic lines with units and the electrical and kinematic diagram of the connection of an additional drive in the form of an electric motor with a battery; Fig. Fig. 2 - local enlarged view A of the circuit of the additional drive with an electric motor and battery; Fig. 3 - local enlarged view B of the spring connection of the additional drive and rotor 6; Fig. 4 - local view C of the magnetic coupling 27; Fig. 5 - local enlarged view D with Fig. 6 is a pneumohydraulic diagram of the operation of a liquid-propellant rocket engine running on cryogenic fuel, showing the connections of a known pre-cooling system from a helium cylinder located in the fuel tank of the cryogenic component), which shows the following units:

1. Камера сгорания;1. Combustion chamber;

2. Смесительная головка;2. Mixing head;

3. Сопло;3. Nozzle;

4. Тракт охлаждения;4. Cooling path;

5. Турбонасосный агрегат;5. Turbopump unit;

6. Ротор;6. Rotor;

7. Турбина;7. Turbine;

8. Привод;8. Drive;

9. Насос криогенного окислителя;9. Cryogenic oxidizer pump;

10. Насос криогенного углеводородного горючего;10. Cryogenic hydrocarbon fuel pump;

11. Расходная магистраль криогенного окислителя;11. Expenditure line of the cryogenic oxidizer;

12. Расходная магистраль криогенного углеводородного горючего;12. Expenditure line of cryogenic hydrocarbon fuel;

13. Вход предтурбинной полости;13. Entrance of the pre-turbine cavity;

14. Предтурбинная полость;14. Pre-turbine cavity;

15. Магистраль;15. Highway;

16. Выход тракта охлаждения;16. Outlet of the cooling path;

17. Затурбинная полость;17. Turbine cavity;

18. Полость смесительной головки;18. The cavity of the mixing head;

19. Вход тракта охлаждения;19. Entrance of the cooling path;

20. Узел кинематической связи;20. Kinematic connection unit;

21. Дополнительный привод;21. Additional drive;

22. Электродвигатель;22. Electric motor;

23. Аккумулятор;23. Battery;

24. Электрическая система;24. Electrical system;

25. Фидер;25. Feeder;

26. Обгонная центробежная электрическая муфта;26. Overrunning centrifugal electric clutch;

27. Магнитная муфта;27. Magnetic clutch;

28. Ферромагнитная жидкость;28. Ferrofluid;

29. Соленоид;29. Solenoid;

30. Вал;30. Shaft;

31. Рессора;31. Spring;

32. Клапан пуска углеводородного горючего;32. Valve starting hydrocarbon fuel;

33. Входная магистраль;33. Input line;

34. Клапан пуска криогенного окислителя;34. Valve start cryogenic oxidizer;

35. Входная магистраль;35. Input line;

36. Регулятор расхода;36. Flow regulator;

37. Отсечной клапан;37. Shut-off valve;

38. Отсечной клапан;38. Shut-off valve;

39. Система гелиевого «захолаживания»;39. System of helium "cooling down";

40. Баллон гелия;40. Helium balloon;

41. Бак криогенного окислителя;41. Tank of cryogenic oxidizer;

42. Бак криогенного углеводородного горючего – метана;42. Tank of cryogenic hydrocarbon fuel - methane;

43. Агрегат автоматики;43. Automation unit;

44. Магистраль;44. Highway;

45. Штуцер;45. Fitting;

46. Штуцер;46. Fitting;

47. Корпус насоса криогенного горючего;47. Cryogenic fuel pump housing;

48. Корпус насоса криогенного окислителя;48. Cryogenic oxidizer pump housing;

49. Теплообменник;49. Heat exchanger;

50. Магистраль;50. Highway;

51. Клапан;51. Valve;

52. Магистраль;52. Highway;

53. Магистраль;53. Highway;

54. Клапан;54. Valve;

55. Пакет дроссельных шайб;55. Throttle washers package;

56. Запальное устройство.56. Igniter.

Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и соплом 3, снабженную трактом охлаждения 4, турбонасосный агрегат 5 с ротором 6 и турбиной 7 в качестве привода 8 и насосом криогенного окислителя 9 и насосом криогенного углеводородного горючего 10 с расходными магистралями криогенного окислителя 11 и с расходными магистралями криогенного углеводородного горючего 12, вход 13 предтурбинной полости 14 которого соединен магистралью 15 с выходом 16 тракта охлаждения 4, а затурбинная полость 17 которого соединена с полостью 18 смесительной головки 2. Вход 19 тракта охлаждения 4 соединен с расходной магистралью углеводородного горючего 12 турбонасосного агрегата 5, а ротор 6 турбины 7 дополнительно снабжен узлом кинематической связи с дополнительным приводом 21. Дополнительный привод выполнен в виде электродвигателя 22, соединенного с установленным аккумулятором 23. Электрическая система 24 выполнена в виде фидера 25. Фидер 25 выполнен в виде обгонной центробежной электрической муфты 26 (см. Анурьев В.И. Справочник конструктора - машиностроителя.М: Машиностроение, т. 2 - 912 с). Узел кинематической связи 20 выполнен в виде магнитной муфты 27 с ферромагнитной жидкостью 28 (например, феррофлюидом на основе силикона или керосина) и соленоидом 29, связанным с фидером 25. Аккумулятор 23 через фидер 25, то есть через центробежную электрическую муфту 26, связан с дополнительным приводом 21 (электродвигателем 22). Аккумулятор 23 через фидер 25, то есть через обгонную центробежную электрическую муфту 26, связан с узлом кинематической связи 20, то есть с соленоидом 29 магнитной муфты 27 с ферромагнитной жидкостью 28. Вал 30 узла кинематической связи 20 соединен с ротором 6 турбонасосного агрегата 5 с помощью рессоры 31. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе содержит также клапан пуска 32 на входной магистрали 33 на входе в насос криогенного углеводородного горючего и клапан пуска криогенного окислителя 34 на входной магистрали 35. На расходной магистрали криогенного окислителя 11 установлен регулятор расхода 36 и отсечной клапан 37. На расходной магистрали криогенного углеводородного горючего 12 установлен отсечной клапан 38. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе может содержать дополнительно известную систему гелиевого «захолаживания» 39, использующую баллоны гелия 40, расположенные в баке 41 криогенного окислителя, предназначенные для наддува бака 41 криогенного окислителя и бака 42 криогенного углеводородного горючего - метана, в качестве источника криогенного газа - гелия, агрегаты автоматики 43 и магистрали 44 для подвода криогенного гелия к штуцерам 45 и 46 корпусов 47 и 48 насоса криогенного углеводородного горючего 10 и насоса криогенного окислителя 9 соответственно. В систему наддува бака 41 криогенного окислителя входят баллон с гелием 40, теплообменник 49 на магистрали между затурбинной полостью 17 и полостью 18 смесительной головки 2, магистрали 50 и клапан 51. В систему наддува бака 42 криогенного углеводородного горючего - метана входят магистрали 52 отбора высокотемпературного углеводородного горючего - метана от магистрали 15 с помощью магистрали 53 с установленным на ней клапаном 54 и пакетом дроссельных шайб 55. На смесительной головке 2 камеры сгорания 1 установлено запальное устройство 56.A cryogenic liquid rocket engine contains a combustion chamber 1 with a mixing head 2 and a nozzle 3, equipped with a cooling path 4, a turbopump unit 5 with a rotor 6 and a turbine 7 as a drive 8 and a cryogenic oxidizer pump 9 and a cryogenic hydrocarbon fuel pump 10 with consumable lines cryogenic oxidizer 11 and with flow lines of cryogenic hydrocarbon fuel 12, the inlet 13 of the pre-turbine cavity 14 of which is connected by a line 15 to the outlet 16 of the cooling path 4, and the after-turbine cavity 17 of which is connected to the cavity 18 of the mixing head 2. The inlet 19 of the cooling path 4 is connected to the flow line hydrocarbon fuel 12 of the turbopump unit 5, and the rotor 6 of the turbine 7 is additionally equipped with a kinematic connection with an additional drive 21. The additional drive is made in the form of an electric motor 22 connected to the installed battery 23. The electrical system 24 is made in the form of a feeder 25. The feeder 25 is made in the form of overrunning centrifugal electric clutch 26 (see Fig. Anuryev V.I. Handbook of the designer - machine builder. M: Mashinostroenie, vol. 2 - 912 p.). The kinematic connection unit 20 is made in the form of a magnetic coupling 27 with a ferrofluid 28 (for example, ferrofluid based on silicone or kerosene) and a solenoid 29 connected to the feeder 25. The battery 23 through the feeder 25, that is, through the centrifugal electric clutch 26, is connected to an additional drive 21 (electric motor 22). The accumulator 23 through the feeder 25, i.e. through the overrunning centrifugal electric clutch 26, is connected with the kinematic coupling 20, i.e. with the solenoid 29 of the magnetic coupling 27 with the ferromagnetic fluid 28. The shaft 30 of the kinematic coupling 20 is connected to the rotor 6 of the turbopump unit 5 by means of springs 31. The liquid rocket engine on cryogenic fuel also contains a start valve 32 at the inlet line 33 at the inlet to the pump of cryogenic hydrocarbon fuel and a cryogenic oxidizer start valve 34 at the inlet line 35. A flow regulator 36 and a shut-off valve 37 are installed on the flow line of the cryogenic oxidizer 11 A shut-off valve 38 is installed on the flow line of the cryogenic hydrocarbon fuel 12. A cryogenically propelled liquid rocket engine may additionally contain a known helium “cooling down” system 39 using helium cylinders 40 located in the cryogenic oxidizer tank 41, designed to pressurize the cryogenic oxide tank 41 and tank 42 of cryogenic hydrocarbon fuel - methane, as a source of cryogenic gas - helium, automation units 43 and lines 44 for supplying cryogenic helium to fittings 45 and 46 of buildings 47 and 48 of cryogenic hydrocarbon fuel pump 10 and cryogenic oxidizer pump 9, respectively. The pressurization system of the cryogenic oxidizer tank 41 includes a cylinder with helium 40, a heat exchanger 49 on the line between the after-turbine cavity 17 and the cavity 18 of the mixing head 2, lines 50 and a valve 51. fuel - methane from line 15 using line 53 with a valve 54 installed on it and a package of throttle washers 55. An ignition device 56 is installed on the mixing head 2 of the combustion chamber 1.

Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе работает следующим образом. От топливных баков криогенного окислителя 41 и криогенного углеводородного горючего 42 по стенке входной магистрали криогенного углеводородного горючего 33 и по стенке входной магистрали криогенного окислителя 35 происходит «захолаживание» конструкций корпуса 48 насоса криогенного окислителя 9 и корпуса 47 насоса криогенного углеводородного горючего 10 турбонасосного агрегата 5. Дополнительно включается система гелиевого «захолаживания» 39 корпусов 47 и 48 насосов криогенного углеводородного горючего 10 и криогенного окислителя 9 соответственно. Гелий из баллона 40, находящийся в одном из криогенных топливных баков, например криогенного окислителя 41, через открывшиеся агрегаты автоматики 43 по магистралям 44 поступает в штуцера 45 и 46 в корпуса 47 и 48 насосов криогенного углеводородного горючего 10 и криогенного окислителя 9 соответственно и удаляется через агрегаты автоматики 43 на магистралях 11 и 12. По команде от системы управления (на фиг. 1-6 не показана) жидкостным ракетным двигателем на криогенном топливе клапаны пуска 32 и 34 открываются, происходит заполнение полостей насоса криогенного окислителя 9 и насоса углеводородного горючего 10.Одновременно от аккумулятора 23 через электрическую систему 24 и включенный фидер 25 подается электрическое напряжение на электродвигатель 22, соленоид 29 магнитной муфты 27, обеспечив фиксацию вала 30 относительно ротора электродвигателя 22 с помощью ферромагнитной жидкости 28, обеспечив тем самим передачу с помощью узла кинематической связи 20 крутящего момента через рессору 31 на ротор 6 турбонасосного агрегата 5. Таким образом ускоряется запуск камеры сгорания 1 и под действием увеличивающегося массового расхода рабочего тела на турбину 7 увеличивается начальная ускоренная раскрутка турбонасосного агрегата 5, дополняемая увеличением высокотемпературного расхода метана на турбину 7, массового расхода криогенного окислителя в смесительную головку 2 камеры сгорания 1 с обеспечением оптимального соотношения компонентов в камере сгорания 1,что вызывает ускоренную по времени завязку процесса горения несамовоспламеняющейся топливной смеси с поджиганием запальным устройством 56, как следствие - ускоренное по времени увеличение массового расхода продуктов сгорания и давления продуктов сгорания в камере сгорания 1. При достижении необходимых оборотов ротора 6 турбонасосного агрегата 5 обгонная центробежная электрическая муфта 26 отключает фидер 25 и отключает подачу электричества к магнитной муфте 27 и электродвигателю 22, который прекращает свое вращение, выходит из кинематической связи с турбонасосным агрегатом 5, при этом турбонасосный агрегат 5 с помощью турбины 7 продолжает свою работу. Углеродистые отложения при охлаждении метаном достигают минимальных величин, практически не влияющих на охлаждение даже при повторном использовании жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе за счет ускоренного выхода двигателя на основной режим работы без повышения температуры стенки камеры сгорания 1 со стороны охладителя - метана, так как в самом начале работы жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе стенки камеры сгорания 1 охлаждаются большим расходом охладителя - низкоуглеродного горючего - метана, что в значительно снижает температуру стенки тракта охлаждения 4 камеры сгорания 1 и сопла 3 со стороны метана. Высокое значение работоспособности высокотемпературного газообразного низкоуглерод содержащего горючего - метана перед турбиной 7 позволяет достичь повышенного значения тяги жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе по сравнению с работоспособностью газообразного высокотемпературного окислителя - кислорода. В то же время общая масса конструкции топливных баков по сравнению с использованием водорода в качестве горючего также становится меньше. Вместе с низкой стоимостью получения жидкого метана по сравнению со стоимость получения жидкого водорода предлагаемая схема жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе обладает преимуществом для использования в двигательных установках, предназначенных для коммерческих пусков ракет носителей.Liquid rocket engine on cryogenic fuel operates as follows. From the fuel tanks of the cryogenic oxidizer 41 and cryogenic hydrocarbon fuel 42 along the wall of the inlet line of the cryogenic hydrocarbon fuel 33 and along the wall of the inlet line of the cryogenic oxidizer 35, the structures of the body 48 of the cryogenic oxidizer pump 9 and the body 47 of the cryogenic hydrocarbon fuel pump 10 of the turbopump unit 5 are "cooled down". Additionally, the system of helium “cooling down” of 39 buildings 47 and 48 of pumps of cryogenic hydrocarbon fuel 10 and cryogenic oxidizer 9, respectively, is switched on. Helium from cylinder 40, located in one of the cryogenic fuel tanks, for example, cryogenic oxidizer 41, through the opened automation units 43 along lines 44 enters fittings 45 and 46 into housings 47 and 48 of the pumps of cryogenic hydrocarbon fuel 10 and cryogenic oxidizer 9, respectively, and is removed through automation units 43 on highways 11 and 12. At the command from the control system (not shown in Fig. 1-6) by a liquid-propellant rocket engine running on cryogenic fuel, the launch valves 32 and 34 open, the cavities of the cryogenic oxidizer pump 9 and the hydrocarbon fuel pump 10 are filled. At the same time, from the battery 23 through the electrical system 24 and the included feeder 25, an electric voltage is supplied to the electric motor 22, the solenoid 29 of the magnetic clutch 27, ensuring the fixation of the shaft 30 relative to the rotor of the electric motor 22 with the help of the ferromagnetic fluid 28, thereby ensuring the transfer of torque using the kinematic connection 20 moment through the spring 31 on rotor 6 of the turbopump unit 5. Thus, the start-up of the combustion chamber 1 is accelerated and, under the influence of the increasing mass flow rate of the working fluid to the turbine 7, the initial accelerated spin-up of the turbopump unit 5 increases, supplemented by an increase in the high-temperature methane flow rate to the turbine 7, the mass flow rate of the cryogenic oxidizer into the mixing head 2 of the chamber combustion 1 with the provision of the optimal ratio of components in the combustion chamber 1, which causes an accelerated start of the combustion process of a non-self-igniting fuel mixture with ignition by an ignition device 56, as a result, an accelerated increase in the mass flow rate of combustion products and the pressure of combustion products in the combustion chamber 1. reaching the required speed of the rotor 6 of the turbopump unit 5, the overrunning centrifugal electric clutch 26 turns off the feeder 25 and turns off the electricity supply to the magnetic clutch 27 and the electric motor 22, which stops its rotation, goes out of the inematic communication with the turbopump unit 5, while the turbopump unit 5 with the help of the turbine 7 continues its work. When cooled with methane, carbonaceous deposits reach minimal values that practically do not affect cooling even when the liquid rocket engine is reused on cryogenic fuel due to the accelerated exit of the engine to the main operating mode without increasing the temperature of the wall of the combustion chamber 1 from the side of the cooler - methane, since in the At the beginning of the operation of a liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel, the walls of the combustion chamber 1 are cooled by a large flow of coolant - low-carbon fuel - methane, which significantly reduces the temperature of the wall of the cooling path 4 of the combustion chamber 1 and nozzle 3 from the methane side. The high value of the performance of high-temperature gaseous low-carbon containing fuel - methane in front of the turbine 7 allows you to achieve an increased thrust value of a liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel compared to the performance of a gaseous high-temperature oxidizer - oxygen. At the same time, the total mass of the fuel tank structure is also becoming smaller compared to using hydrogen as fuel. Together with the low cost of obtaining liquid methane in comparison with the cost of obtaining liquid hydrogen, the proposed scheme of a cryogenic liquid rocket engine has the advantage of being used in propulsion systems intended for commercial launches of launch vehicles.

Применение предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе за счет ускоренного запуска жидкостного ракетного двигателя на криогенном топливе и за счет возможности применения криогенного сжиженного природного газа - метана в качестве охладителя и рабочего тела на турбине, удешевление выполнения коммерческих пусков по сравнению с пусками с применением водорода, повышения их энергетических и эксплуатационных показателей по сравнению с пусками с применением ряда криогенных компонентов, таких, как сжиженный кислород и высокоуглеродистые органические компоненты топлива.The application of the invention is to expand the functionality of a liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel due to the accelerated launch of a liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel and due to the possibility of using cryogenic liquefied natural gas - methane as a coolant and working fluid in the turbine, reducing the cost of commercial launches compared to launches using hydrogen, increasing their energy and operational performance compared to launches using a number of cryogenic components, such as liquefied oxygen and high-carbon organic fuel components.

Claims

1. Liquid-propellant rocket engine on cryogenic fuel, containing a combustion chamber with a mixing head and a nozzle, equipped with a cooling path, a turbopump unit with a rotor and a turbine as a drive and a cryogenic oxidizer pump and a hydrocarbon fuel pump with oxidizer and hydrocarbon fuel consumable lines, the inlet of the pre-turbine cavity which is connected by a line to the outlet of the cooling path, and the behind-turbine cavity of which is connected to the cavity of the mixing head, characterized in that in it the inlet of the cooling path is connected by a line to the flow line of the hydrocarbon fuel turbopump, and the turbine rotor is additionally equipped with a kinematic connection unit with an additional drive with the possibility of providing starting the rotor from rest, its rotation at the initial moment of spin-up of the turbopump unit with the possibility of turning off the additional drive in the stationary mode.

2. A cryogenic liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the additional drive is made in the form of an electric motor connected to the installed battery, and the electrical system is made in the form of a feeder with the ability to turn off in stationary mode.

3. A liquid-propellant cryogenic propellant rocket engine according to claim 2, characterized in that the feeder is made in the form of an overrunning centrifugal electric clutch.

4. A liquid-propellant cryogenic propellant rocket engine according to claim 2, characterized in that the kinematic connection unit is made in the form of a magnetic coupling with a ferromagnetic fluid and a solenoid connected to the feeder.