RU2352804C1 - Liquid propellant jet engine - Google Patents

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to rocket engine production. The proposed rocket liquid propellant engine comprises a combustion chamber with a cooling circuit and jet head, gas generator, fuel pump, oxidiser pump and the turbine with its intake communicating the gas generator and its outlet communicating with the jet head. Note here that it comprises additional turbine with its intake communicating with the cooling circuit outlet and its outlet communicating with the jet head.

EFFECT: higher reliability and longer life.

1 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы.The present invention relates to the field of rocket propulsion, focused on space transport systems.

Тенденция развития космических транспортных систем на современном этапе выдвигает на первый план вопросы стоимости и безопасности вывода полезных грузов на космические орбиты. Реализация этого направления развития космической техники связывается с созданием высоконадежных многоразовых ракет с низкими расходами по их техническому обслуживанию при эксплуатации.The development trend of space transport systems at the present stage highlights the issues of the cost and safety of putting payloads into space orbits. The implementation of this area of development of space technology is associated with the creation of highly reliable reusable rockets with low costs for their maintenance during operation.

Материальные и временные затраты, требуемые для создания надежной конструкции многоразового ракетного двигателя, являющегося одним из основных элементов ракеты, в значительной степени определяются его составом и напряженностью агрегатов (по температуре, удельным нагрузкам), которые, в свою очередь, зависят от принципиальной схемы двигателя и назначенных проектных параметров.The material and time costs required to create a reliable design of a reusable rocket engine, which is one of the main elements of a rocket, are largely determined by its composition and the strength of the units (in temperature, specific loads), which, in turn, depend on the circuit diagram of the engine and assigned design parameters.

Уровень основных параметров современного жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива (например, таких, как давления в камере сгорания, угловых скоростей вращения роторов насосов и турбин) обычно высок, поскольку от этих параметров зависят выходные характеристики двигателя (таких, как удельный импульс тяги, габариты, удельная масса). Ограничения этого уровня на каждом текущем этапе развития определяются, главным образом, достижениями в области металлургии, технологии проектирования и производства.The level of the main parameters of a modern liquid-propellant rocket engine with a turbopump fuel supply system (for example, such as pressure in the combustion chamber, angular rotational speeds of pump and turbine rotors) is usually high, since the output characteristics of the engine (such as specific thrust impulse, dimensions, specific gravity). The limitations of this level at each current stage of development are determined mainly by achievements in the field of metallurgy, design and production technology.

Вопросы обеспечения высокой надежности двигателя находятся в определенном противоречии с вопросами достижения высоких выходных характеристик, поскольку сложность отработки любой агрегата двигателя объективно находится в обратной зависимости от сложности конструкции агрегата и его напряженности. Для многоразового двигателя, характеризующегося большим проектным ресурсом, это противоречие усиливается. В связи с этим проблема снижения уровня напряженности агрегатов особенно актуальна для жидкостных ракетных двигателей, предназначенных для применения в перспективных космических транспортных системах.The issues of ensuring high engine reliability are in certain contradiction with the issues of achieving high output characteristics, since the complexity of working out any engine unit is objectively inversely related to the complexity of the unit design and its tension. For a reusable engine, characterized by a large design resource, this contradiction is intensified. In this regard, the problem of reducing the level of tension of units is especially relevant for liquid-propellant rocket engines intended for use in advanced space transport systems.

Известен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), в котором рабочее тело турбины, предназначенной для привода топливных насосов, образуется путем подогрева (с газификацией) одного из компонентов топлива (например, горючего) в тракте охлаждения камеры сгорания (см. в книге авторов Б.В.Овсянникова и Б.И.Боровского «Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей», М.: Машиностроение, 1971, стр.31, рис.1.22).Known liquid rocket engine (LRE), in which the working fluid of a turbine designed to drive fuel pumps, is formed by heating (with gasification) one of the components of the fuel (for example, fuel) in the cooling path of the combustion chamber (see the book of authors B.V. Ovsyannikov and B. I. Borovsky, “Theory and Calculation of Power Units for Liquid Rocket Engines,” Moscow: Mashinostroenie, 1971, p. 31, Fig. 1.22)

Недостатком данного ЖРД является то, что в нем мощность турбины, определяемая при фиксированной температуре рабочего тела массовым расходом только одного из двух компонентов топлива, не является предельно возможной (достижимой) для данного вида топлива.The disadvantage of this rocket engine is that the turbine power in it, determined at a fixed temperature of the working fluid by the mass flow rate of only one of the two fuel components, is not the maximum possible (achievable) for this type of fuel.

Известен также ЖРД, в котором оба компонента топлива газифицируются (частично сжигаются) в двух разноименных по составу газа газогенераторах (в одном - при избытке окислителя, а в другом - при избытке горючего) и используются затем в качестве рабочих тел на двух турбинах (см. в той же книге авторов Б.В.Овсянникова и Б.И.Боровского, стр.31, рис.1.21, а также данные по двигателю РД270 на сайте Интернета http://www.lpre.de/energomash/RD-270/index.htm). Данный вариант ЖРД, обладая преимуществом перед вышеупомянутым двигателем в части потенциальных возможностей по реализации предельного уровня мощности ТНА, имеет недостаток, связанный с необходимостью иметь в своем составе второй газогенератор (с агрегатами по его управлению). Кроме конструктивного и схемного усложнения этот ЖРД в некоторых случаях характеризуется дополнительным комплексом проблем, связанных либо с образованием в восстановительном газогенераторе отложений сажи (например, при использовании в качестве горючего углеводорода), либо с неустойчивостью рабочего процесса в восстановительном газогенераторе (например, в случае использования в качестве горючего несимметричного диметилгидразина). Существенным недостатком является также необходимость обеспечения режима синхронного запуска обоих газогенераторов.A LRE is also known in which both fuel components are gasified (partially burned) in two different generators of gas composition (in one with an excess of oxidizing agent, and in the other with an excess of fuel) and are then used as working fluid on two turbines (see in the same book by the authors B.V. Ovsyannikov and B.I. Borovsky, p. 31, Fig. 1.21, as well as data on the RD270 engine on the Internet site http://www.lpre.de/energomash/RD-270/ index.htm). This LRE variant, having an advantage over the aforementioned engine in terms of potential capabilities to realize the maximum power level of the ТНА, has the disadvantage associated with the need to have a second gas generator (with units for its control). In addition to constructive and schematic complication, this LRE in some cases is characterized by an additional set of problems associated with either the formation of soot deposits in the reducing gas generator (for example, when using hydrocarbon as a combustible fuel) or the instability of the working process in the reducing gas generator (for example, when used in as a fuel asymmetric dimethylhydrazine). A significant drawback is the need to ensure synchronous start-up of both gas generators.

Известен также ЖРД, который содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос окислителя, насос горючего и турбину, приводимую в действие рабочим телом (газом), вырабатываемым газогенератором с избытком одного из компонентов топлива - горючего или окислителя (см. в книге Б.В.Овсянникова и Б.И.Боровского «Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей», М.: Машиностроение, 1971, стр.29, рис.1.18 или 1.19 - прототип).Also known is a rocket engine, which contains a combustion chamber with a cooling path and a nozzle head, a gas generator, an oxidizer pump, a fuel pump and a turbine driven by a working fluid (gas) produced by the gas generator with an excess of one of the fuel components - fuel or oxidizer (see the book of B.V. Ovsyannikov and B.I. Borovsky “Theory and calculation of power units for liquid rocket engines”, Moscow: Mashinostroenie, 1971, p. 29, Fig. 1.18 or 1.19 - prototype).

Недостатком данного ЖРД является то, что в нем также мощность турбины, определяемая при фиксированной температуре рабочего тела массовым расходом только одного из двух компонентов топлива, не является предельно возможной (достижимой) для данного вида топлива. Этот недостаток вызывает необходимость увеличения уровня температуры газа перед турбиной, что, в свою очередь, приводит к снижению ресурса и надежности двигателя.The disadvantage of this liquid propellant rocket engine is that the turbine power in it, determined at a fixed temperature of the working fluid by the mass flow rate of only one of the two fuel components, is not the maximum possible (achievable) for this type of fuel. This drawback necessitates an increase in the gas temperature in front of the turbine, which, in turn, leads to a decrease in the resource and reliability of the engine.

Целью предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков прототипа, повышение надежности и ресурса работы ЖРД.The aim of the invention is to eliminate the noted disadvantages of the prototype, increasing the reliability and resource of the rocket engine.

Данная цель достигается тем, что двигатель, который содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насосы горючего и окислителя, турбину, приводимую в действие рабочим телом (газом), вырабатываемым газогенератором, согласно изобретению снабжается дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения камеры сгорания, а выход - с форсуночной головкой камеры сгорания.This goal is achieved by the fact that the engine, which contains a combustion chamber with a cooling path and a nozzle head, a gas generator, fuel and oxidizer pumps, a turbine driven by a working fluid (gas) produced by the gas generator, according to the invention is equipped with an additional turbine, the input of which is connected to exit from the cooling path of the combustion chamber, and the exit with the nozzle head of the combustion chamber.

Сущность предлагаемого ЖРД иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже, где приняты следующие обозначения:The essence of the proposed rocket engine is illustrated by the circuit diagram shown in the drawing, where the following notation is accepted:

1 - камера сгорания,1 - combustion chamber,

2 - тракт охлаждения камеры сгорания,2 - the cooling path of the combustion chamber,

3 - форсуночная головка камеры сгорания,3 - nozzle head of the combustion chamber,

4 - насос горючего,4 - fuel pump,

5 - насос окислителя,5 - oxidizer pump,

6 - турбина,6 - turbine,

7 - газогенератор,7 - gas generator,

8 - дополнительная турбина.8 - additional turbine.

Предлагаемый двигатель состоит из камеры сгорания 1, снабженной трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, насоса горючего 4, насоса окислителя 5, турбины 6, газогенератора 7 и дополнительной турбины 8. Турбина 6 соединена своим входом с газогенератором 7, а выходом - с форсуночной головкой 3. Дополнительная турбина 8 соединена своим входом с выходом охлаждающего тракта 2, а выходом - с форсуночной головкой 3.The proposed engine consists of a combustion chamber 1 equipped with a cooling path 2 and a nozzle head 3, a fuel pump 4, an oxidizer pump 5, a turbine 6, a gas generator 7 and an additional turbine 8. The turbine 6 is connected by its inlet to the gas generator 7, and the outlet to the nozzle head 3. An additional turbine 8 is connected by its inlet to the output of the cooling path 2, and the output to the nozzle head 3.

Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос 5 и далее под напором полным расходом - в газогенератор 7, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса 4. Образовавшийся в газогенераторе с большим избытком окислителя газ поступает на турбину 6, приводя ее в движение, и далее - в форсуночную головку камеры сгорания 3. Жидкое горючее из бака через насос 4 основным расходом поступает в тракт охлаждения камеры сгорания 2, где оно подогревается и газифицируется. Далее газообразное горючее из тракта охлаждения 2 поступает на дополнительную турбину 8, сообщая ей энергию вращения, которая суммируется с энергией турбины 6, приводя насосы 4 и 5 в действие. Из дополнительной турбины 8 горючее поступает в форсуночную головку камеры сгорания 3. В камере сгорания происходит полное сгорание горючего в генераторном газе, имеющем большой избыток окислителя. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сопла камеры сгорания, создавая реактивную тягу двигателя.The liquid oxidizer from the tank enters the pump 5 and then, under full pressure, to the gas generator 7, where it reacts with the fuel, which flows there in partial flow from the pump 4. The gas formed in the gas generator with a large excess of oxidizer enters the turbine 6, leading its movement, and then to the nozzle head of the combustion chamber 3. The liquid fuel from the tank through the pump 4 the main flow enters the cooling path of the combustion chamber 2, where it is heated and gasified. Next, the gaseous fuel from the cooling path 2 enters the additional turbine 8, giving it a rotation energy, which is added to the energy of the turbine 6, driving the pumps 4 and 5. From an additional turbine 8, fuel enters the nozzle head of the combustion chamber 3. In the combustion chamber, the fuel is completely burned in the generator gas, which has a large excess of oxidizing agent. The resulting combustion products flow out from the nozzle of the combustion chamber, creating a jet thrust of the engine.

Введение дополнительной турбины 8 дает возможность либо уменьшить температуру генераторного газа (т.е. температуру на турбине 6) с сохранением уровня мощности насосов, либо, сохранив уровень температуры газа на турбине 6, увеличить мощность насосов. Уменьшение температуры газа на турбине позволит при прочих равных условиях увеличить ресурс двигателя и его надежность, а увеличение мощности насосов позволит увеличить уровень давления в камере сгорания и на этой основе - увеличить удельный импульс тяги и уменьшить габариты двигателя.The introduction of an additional turbine 8 makes it possible to either reduce the temperature of the generator gas (i.e., the temperature on the turbine 6) while maintaining the power level of the pumps, or, while maintaining the gas temperature level on the turbine 6, increase the power of the pumps. Reducing the temperature of the gas on the turbine will allow, other things being equal, to increase the engine resource and its reliability, and increasing the power of the pumps will increase the pressure level in the combustion chamber and, on this basis, increase the specific impulse of thrust and reduce the dimensions of the engine.

Claims (1)

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, отличающийся тем, что он снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой. A liquid-propellant rocket engine containing a combustion chamber with a cooling path and a nozzle head, a gas generator, a fuel pump, an oxidizer pump and a turbine communicated with a gas generator inlet and an outlet with a nozzle head, characterized in that it is equipped with an additional turbine inlet with an outlet from the cooling path, and the output is with the nozzle head.