RU2065068C1 - Experimental liquid-propellant reheat engine - Google Patents

Abstract

FIELD: rocketry; liquid-propellant rocket engines working on three- component propellant. SUBSTANCE: mounted on base two- component engine is three-component gas generator 7 with main 9 feeding second fuel and regulator 10. Required consumption of the second fuel in the course of launch is ensured by setting return main 12 with metering devices 14. To avoid freezing of the second fuel, inert has blow main 15 is laid. To shift engine for two-component operation, second fuel supply main is connected with first fuel main by means of main 18. To obtain required ratio of components, mains with start and cut-off valves 22 for draining fuel into atmosphere and start and cut-off valve 23 to gas line of turbine are fitted after first fuel pump. EFFECT: enhanced reliability. 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе, например кислороде, углеродном горючем и водороде. The invention relates to rocket technology and can be used in liquid rocket engines running on three-component fuel, for example oxygen, carbon fuel and hydrogen.

В последние годы утвердилось направление развития ракетно-космической техники, связанное с созданием транспортных ракетно-космических комплексов. In recent years, the direction of the development of rocket and space technology has been approved, associated with the creation of transport rocket and space systems.

Современное ракетостроение развивается в направлении увеличения груза, выводимого на орбиту, при одновременном снижении стоимости выведения 1 кг груза. Modern rocket science is developing in the direction of increasing the load placed in orbit, while reducing the cost of launching 1 kg of cargo.

Во многих проектах перспективных транспортных ракетных комплексов используется кислород и два вида горючего: углеводородное преимущественно на начальном участке выведения и водород главным образом на высотном участке. В связи с этим перспективным является использование трехкомпонентного ЖРД в сочетании с многократностью его использования. Many projects of promising transport missile systems use oxygen and two types of fuel: hydrocarbon mainly in the initial phase of removal and hydrogen mainly in the high section. In this regard, the use of a three-component rocket engine in combination with its multiple use is promising.

В настоящее время в России, США и Франции изучаются проблемы создания трехкомпонентного ЖРД, но нет экспериментальных и практических разработок трехкомпонентного двигателя, работающего с избытком горючего в газогенераторе. Использование газогенератора с избытком горючего позволит обеспечить надежную работу при многократном использовании двигателя. Currently, Russia, the United States and France are studying the problems of creating a three-component liquid propellant rocket engine, but there are no experimental and practical developments of a three-component engine operating with excess fuel in a gas generator. Using a gas generator with an excess of fuel will ensure reliable operation during repeated use of the engine.

Учитывая необходимость решения ряда проблемных вопросов создания трехкомпонентного ЖРД (вопросов смесеобразования и устойчивого горения на трехкомпонентном и двухкомпонентном режимах работы, вопросов поджига, переключения режима работы и т.д.), целесообразно на основе существующих двухкомпонентных ЖРД создать экспериментальный двигатель. Considering the need to solve a number of problematic issues of creating a three-component liquid-propellant rocket engine (issues of mixture formation and stable combustion in three-component and two-component operation modes, ignition issues, switching operation modes, etc.), it is advisable to create an experimental engine based on the existing two-component liquid fuel engines.

Известен ЖРД, содержащий камеру, смесительную головку, турбонасосные агрегаты для подачи водорода, углеродного горючего и кислорода, приводимые в действие перегретым водородом (патент США N 4771600, НКИ 60-258, 1988 г.). Known liquid propellant rocket engine containing a chamber, a mixing head, turbopump units for supplying hydrogen, carbon fuel and oxygen, driven by superheated hydrogen (US patent N 4771600, NKI 60-258, 1988).

Использование данного ЖРД возможно только при ограничении давления в камере до 120 кгс/см² из-за ограничений работоспособности теплого водорода, используемого для привода трех турбонасосов, и не позволяет реализовать достигнутый уровень давлений в камере 200-250 кгс/см².The use of this rocket engine is only possible with a pressure limitation in the chamber of up to 120 kgf / cm ² due to the limited operability of warm hydrogen used to drive three turbopumps and does not allow to achieve the achieved pressure level in the chamber of 200-250 kgf / cm ² .

Наиболее близким к предложенному является ЖРД SSME, содержащий камеру, газогенератор, турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, работающий на компонентах кислород водород (Двигатели воздушно-космических систем США, Японии, Англии, Франции, ФРГ. ЦИАМ, 1987, стр. 4-16 прототип). Closest to the proposed is the SSME liquid propellant rocket engine containing a chamber, gas generator, oxidizer and fuel pump units operating on oxygen-hydrogen components (Engines of aerospace systems in the USA, Japan, England, France, West Germany. TsIAM, 1987, pp. 4-16 prototype )

Упомянутый ЖРД работает только на двухкомпонентном режиме питания. Задачей изобретения является создание экспериментального ЖРД на базе отработанного двухкомпонентного двигателя для улучшения энергетических характеристик транспортных комплексов и получения экспериментальных данных для разработки реальной конструкции трехкомпонентного двигателя и для решения вопросов конструктивного исполнения отдельных узлов двигателя. Mentioned liquid propellant rocket engine works only on two-component power mode. The objective of the invention is the creation of an experimental liquid propellant rocket engine on the basis of a spent two-component engine to improve the energy characteristics of transport systems and obtain experimental data for the development of a real three-component engine design and to solve the structural issues of individual engine components.

Поставленная задача достигается тем, что на базовый отработанный двухкомпонентный двигатель установлен трехкомпонентный газогенератор, обеспечивающий работу на трех компонентах два различных горючих и окислитель, например водород, углеводородное горючее и кислород, и работу на двух компонентах одно горючее водород и окислитель. Для обеспечения трехкомпонентного режима работы второе горючее подают через магистраль с регулятором и пускоотсечным клапаном от стендовой линии высокого давления. Регулятор обеспечивает требуемые расходы на различных статических режимах работы. Необходимый закон изменения расхода второго горючего в процессе запуска двигателя обеспечивается установкой на линии питания газогенератора магистрали слива с пускоотсечными клапанами и дозирующими устройствами, например шайбами, соединенной с полостью низкого давления, например, атмосферой. Для предотвращения попадания окислителя в линию питания вторым горючим и замерзания горючего от холодного (криогенного) окислителя или горючего к магистрали питания газогенератора вторым горючим подведена магистраль высокого давления инертного газа для продувки магистрали. The task is achieved by the fact that a three-component gas generator is installed on the basic spent two-component engine, which provides two different combustibles and an oxidizing agent, for example, hydrogen, hydrocarbon fuel and oxygen, and two components, one combustible hydrogen and an oxidizing agent. To ensure a three-component mode of operation, the second fuel is fed through a line with a regulator and a shut-off valve from a high pressure bench line. The regulator provides the required costs for various static operating modes. The necessary law for changing the flow rate of the second fuel during engine start-up is provided by installing a drain line with start-off valves and metering devices, for example washers, connected to a low-pressure cavity, for example, the atmosphere, on the gas generator’s supply line. In order to prevent the oxidizing agent from entering the second fuel supply line and freezing the fuel from a cold (cryogenic) oxidizer or fuel, the inert gas high pressure line has been connected to the gas generator supply line with the second fuel to purge the line.

При переключении двигателя на двухкомпонентный режим работы второе горючее заменяют первым горючим, для чего магистраль питания вторым горючим соединена через пускоотсечный клапан с магистралью питания первым горючим. Для обеспечения необходимого соотношения компонентов топлива часть первого горючего на трехкомпонентном режиме работы отбирают за насосом через магистрали с пускоотсечными клапанами и дозирующими устройствами на площадку утилизации горючего и в газовый тракт после турбины. When the engine switches to the two-component operation mode, the second fuel is replaced with the first fuel, for which the supply line of the second fuel is connected through the start-off valve to the supply line of the first fuel. To ensure the necessary ratio of fuel components, part of the first fuel in a three-component mode of operation is taken after the pump through lines with start-off valves and metering devices to the fuel recovery site and to the gas path after the turbine.

Указанная совокупность признаков проявляет в предложенных решениях новые свойства, заключающиеся в том, что предложенный ЖРД позволяет реализовать трехкомпонентный режим работы с давлением в газогенераторе порядка 360 кгс/см² и давлением в камере порядка 190 кгс/см², что обеспечивает решение проблемных вопросов создания такого двигателя, а также решение вопросов повышения энергетических характеристик двигательной установки.The indicated set of features exhibits new properties in the proposed solutions, namely, that the proposed liquid propellant rocket engine allows for a three-component operation with a pressure in the gas generator of about 360 kgf / cm ² and a pressure in the chamber of about 190 kgf / cm ² , which provides a solution to the problematic issues of creating such engine, as well as solving issues of increasing the energy characteristics of the propulsion system.

Таким образом, предложенное техническое решение соответствует критерию "изобретательский уровень". Схема предложенного ЖРД представлена на фиг.1, где:
1 камера;
2 бустерный насос первого горючего;
3 бустерный насос окислителя;
4 насос первого горючего;
3 5 насос окислителя;
6 турбина;
7 газогенератор;
8 коллектор газогенератора;
9, 12, 15, 18, 21 трубопровод;
10, 30 регулятор;
11, 13, 16, 19, 22, 23, 26, 27, 28, 29 пускоотсечный клапан;
14, 17, 24, 25 дозирующее устройство;
20 коллектор сопла камеры;
31 дроссель.Thus, the proposed technical solution meets the criterion of "inventive step". The scheme of the proposed rocket engine is presented in figure 1, where:
1 camera
2 booster pump of the first fuel;
3 oxidizer booster pump;
4 first fuel pump;
3 5 oxidizer pump;
6 turbine;
7 gas generator;
8 gas generator manifold;
9, 12, 15, 18, 21 pipeline;
10, 30 regulator;
11, 13, 16, 19, 22, 23, 26, 27, 28, 29 start-off valve;
14, 17, 24, 25 dosing device;
20 manifold nozzle chamber;
31 throttle.

ЖРД состоит из камеры 1, бустерных насосов первого горючего 2 и окислителя 3, насоса первого горючего 4, насоса окислителя 5, турбины 6, газогенератора 7. Коллектор 8 на корпусе газогенератора соединен магистралью 9 через регулятор 10 и пускоотсечный клапан 11 со стендовой линией высокого давления подачи второго горючего. The LRE consists of a chamber 1, first fuel booster pumps 2 and an oxidizer 3, a first fuel pump 4, an oxidizer pump 5, a turbine 6, a gas generator 7. The collector 8 on the gas generator housing is connected via a line 9 through a regulator 10 and a shut-off valve 11 with a high pressure bench line supply of the second fuel.

Линия питания газогенератора вторым горючим соединена магистралью слива 12 с пускоотсечными клапанами 13 и дозирующими устройствами 14 с полостью низкого давления. К магистралям питания вторым горючим подсоединена магистраль высокого давления инертного газа 15 через пускоотсечный клапан 16 и дозирующее устройство 17. Магистраль питания газогенератора вторым горючим соединена трубопроводом 18 через пускоотсечный клапан 19 с магистралью первого горючего, например с коллектором 20 отвода водорода из расширяющейся части сопла. Трубопровод 21 подачи первого горючего после насоса соединен соответственно через пускоотсечные клапаны 22 и 23 и дозирующие устройства 24 и 25 с атмосферой и газовым трактом после турбины. Газогенератор и камера соединены через пускоотсечные клапаны 26, 27, 28, 29 с насосами первого горючего и окислителя. На магистралях питания окислителем газогенератора установлен регулятор 30, а камеры дроссель 31. The supply line of the gas generator with the second fuel is connected by a discharge line 12 to the shut-off valves 13 and metering devices 14 with a low-pressure cavity. The inert gas high pressure line 15 is connected to the second fuel supply lines 15 via the start-off valve 16 and the metering device 17. The gas generator supply line is connected to the second fuel line 18 through the start-up valve 19 with the first fuel line, for example, with a collector 20 for removing hydrogen from the expanding part of the nozzle. The pipe 21 for supplying the first fuel after the pump is connected respectively through the start-off valves 22 and 23 and the metering devices 24 and 25 with the atmosphere and the gas path after the turbine. The gas generator and the chamber are connected via start-off valves 26, 27, 28, 29 with the pumps of the first fuel and oxidizer. A regulator 30 is installed on the supply lines of the oxidizer of the gas generator, and a choke 31 is installed on the camera.

При запуске двигателя окислитель, первое горючее и второе горючее после открытия пускоотсечных клапанов 26, 27 и 11 поступают в газогенератор, а при открытии пускоотсечных клапанов 28 и 29 окислитель и первое горючее поступают в камеру, где компоненты поджигаются, например, электроплазменным запальником. When the engine starts, the oxidizer, the first fuel and the second fuel after opening the shut-off valves 26, 27 and 11 enter the gas generator, and when the shut-off valves 28 and 29 are opened, the oxidizer and the first fuel enter the chamber, where the components are ignited, for example, by an electric-plasma igniter.

Для исключения замерзания второго горючего, например углеводородного горючего, от холодного (криогенного) окислителя и горючего, и исключения микровзрывов твердого горючего, а также обеспечения лучшего поджига производится продувка магистрали питания через трубопровод 15 после открытия пускоотсечного клапана 16, расход инертного газа обеспечивается дозирующим устройством 17. Необходимый градиент нарастания давления в газогенераторе обеспечивается характеристиками насосов окислителя 5 и горючего 4, а также сливом части второго горючего в процессе запуска через магистраль слива 12 с пускоотсечным клапаном 13 и дозирующим устройством 14. Регулятор расхода второго горючего 10 настроен на запуске на режим порядка 25% тяги от номинального режима. Необходимый закон изменения расхода второго горючего при выводе его на 25% P $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{н}}{\text{к}}$ обеспечивается настройкой дозирующих устройств 14 и открытием в необходимое время пускоотсечных клапанов 13, а также настройкой регулятора 10. Для обеспечения требуемого соотношения компонентов в газогенераторе и камере на трехкомпонентном режиме работы часть первого горючего после насоса сливается на площадку утилизации (в атмосферу) через трубопровод с пускоотсечным клапаном 22 и дозирующим устройством 24 и отводится в газовый тракт после турбины магистралью с пускоотсечным клапаном 23 и дозирующим устройством 25. Различные уровни режимов по давлению в камере и соотношению компонентов в камере и газогенераторе на трехкомпонентном режиме работы обеспечиваются регуляторами 10, 30 и дросселем 31. Поддержание требуемого соотношения компонентов в газогенераторе обеспечивается за счет синхронизации работы приводов регуляторов 10 и 30 по их гидравлическим характеристикам, например за счет подачи необходимых электрических команд. При переводе двигателя на двухкомпонентный режим закрывается пускоотсечный клапан 11, открывается пускоотсечный клапан 19 и включается продувка второго горючего открытием клапана 16. Второе горючее заменяется первым, двигатель выходит на двухкомпонентный режим работы.To prevent freezing of the second fuel, for example, hydrocarbon fuel, from a cold (cryogenic) oxidizer and fuel, and to exclude microexplosions of solid fuel, as well as to ensure better ignition, the supply line is purged through line 15 after opening the shut-off valve 16, the inert gas flow rate is provided by the metering device 17 The required gradient of pressure buildup in the gas generator is ensured by the characteristics of the oxidizer pumps 5 and fuel 4, as well as by draining a part of the second fuel during start-up through the drain line 12 with valve 13 and puskootsechnym metering device 14. The second fuel flow controller 10 is configured to run on the order of mode 25% of the nominal thrust mode. The necessary law of changing the consumption of the second fuel when it is displayed at 25% P $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{n}}{\text{to}}$ it is ensured by adjusting the metering devices 14 and opening the shut-off valves 13 at the required time, as well as by adjusting the regulator 10. To ensure the required ratio of components in the gas generator and the chamber in the three-component operation mode, part of the first fuel after the pump is discharged to the disposal site (into the atmosphere) through the pipeline with the shut-off a valve 22 and a metering device 24 and is discharged into the gas path after the turbine by a line with a shut-off valve 23 and a metering device 25. Various levels of operation in the pressure in the chamber and the ratio of the components in the chamber and the gas generator in the three-component operation mode are provided by the regulators 10, 30 and the throttle 31. Maintaining the required ratio of the components in the gas generator is ensured by synchronizing the operation of the actuators of the regulators 10 and 30 according to their hydraulic characteristics, for example, by feeding necessary electrical commands. When the engine is switched to the two-component mode, the shut-off valve 11 is closed, the shut-off valve 19 is opened and the second fuel is purged by opening the valve 16. The second fuel is replaced by the first, the engine enters the two-component mode of operation.

Трехкомпонентный газогенератор с магистралями питания, агрегатами регулирования и управления обеспечивает требуемые трехкомпонентые и двухкомпонентные режимы работы. Это позволяет исследовать характеристики трехкомпонентного ЖРД, назначить оптимальные значения параметров и получить наилучшие энергетические характеристики двигателя. A three-component gas generator with supply lines, control and control units provides the required three-component and two-component operating modes. This allows you to study the characteristics of a three-component liquid propellant rocket engine, assign optimal parameter values and obtain the best energy characteristics of the engine.

Claims (1)

Экспериментальный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий камеру, агрегаты подачи окислителя и первого горючего, агрегаты управления и регулирования с магистралями, отличающийся тем, что он снабжен трехкомпонентным газогенератором, магистралью второго горючего с регулятором и пускоотсечным клапаном, соединенной с источником высокого давления, имеющей магистраль слива с пускоотсечными клапанами и дозирующим устройством в полость низкого давления, к магистрали питания газогенератора вторым горючим подведена через пускоотсечной клапан и дозирующее устройство магистраль высокого давления инертного газа, магистраль питания вторым горючим соединена через пускоотсечной клапан с магистралью первого горючего, а магистраль подачи первого горючего от насоса соединена через пускоотсечные клапаны и дозирующие устройства с атмосферой и газовым трактом после турбины. An experimental liquid-propellant rocket engine with afterburning, comprising a chamber, oxidizer and first fuel supply units, control and regulation units with mains, characterized in that it is equipped with a three-component gas generator, a second fuel main with a regulator and a shut-off valve connected to a high pressure source having a main drain with start-off valves and a metering device into the low-pressure cavity, the second fuel is supplied to the gas generator supply line through the start-up the inlet gas valve and the metering device, the inert gas high-pressure line, the second fuel supply line are connected through the start-up valve to the first fuel line, and the first fuel supply line from the pump is connected through the start-up valves and metering devices to the atmosphere and the gas path after the turbine.