RU2478813C2 - Cooldown method of cryogenic line of liquid propellant engine at multiple engine actuations - Google Patents

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: cooldown method is implemented due to evaporation of cryogenic fuel component remaining in the above line including a pump and other structural components after the engine shutdown, at which the above line is cutoff on the side of inlet and outlet, and draining of cryogenic component vapours from the pump cavity to atmosphere. Besides, after the engine shutdown, the pump cavity is connected through a valve to additional channels made in the turbine stator of the turbo-pump unit, the outlet of which can be connected to other hot structural components located after the turbine in a gas path.

EFFECT: improving operating stability of turbo-pump unit of liquid propellant engine in start-up modes and reducing losses of fuel components.

3 cl, 2 dwg

Description

Область техникиTechnical field

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способу захолаживания криогенной магистрали жидкостного ракетного двигателя при многократных включениях двигателя.The invention relates to mechanical engineering, and in particular to a method of cooling a cryogenic line of a liquid propellant rocket engine with multiple engine starts.

Предшествующий уровень техникиState of the art

Как известно, для надежного запуска насоса, перекачивающего криогенную жидкость, необходимо, чтобы температура конструкции насоса в момент его запуска была равна температуре перекачиваемой жидкости или, по крайней мере, максимально близка к ней.As is known, for reliable start-up of a pump pumping cryogenic liquid, it is necessary that the temperature of the pump structure at the time of its start be equal to the temperature of the pumped liquid or at least as close to it as possible.

В технике известен способ обеспечения требуемого температурного состояния конструкции криогенного насоса турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя перед пуском, с помощью предварительного захолаживания. Захолаживание осуществляется за счет обеспечения циркуляции криогенного компонента через насос и присоединенные магистрали до достижения конструкцией насоса требуемой температуры. При этом нагревшийся и/или испарившийся компонент либо возвращается в бак ступени, нагревая его, либо сбрасывается во внешнее пространство через дренажную систему и безвозвратно теряется. Также определенные потери компонента связаны с необходимостью термостатирования бака. Потери компонента либо учитываются в объеме заправки бака, либо, для двигателей, захолаживание которых осуществляется на земле, могут возмещаться из внешних наземных источников (см. кн. «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей». Под общей редакцией Г.Г.Гахуна - М.: Машиностроение, 1989, с.179, рис.4.86). Аналог предлагаемого изобретения.A technique is known in the art for providing the required temperature state of the design of a cryogenic pump of a turbopump unit of a liquid propellant rocket engine before starting, using preliminary cooling. Cooling is carried out by ensuring the circulation of the cryogenic component through the pump and the connected lines until the pump design reaches the required temperature. In this case, the heated and / or vaporized component either returns to the stage tank, heating it, or is discharged into the external space through the drainage system and is irretrievably lost. Also, certain component losses are associated with the need for temperature control of the tank. Losses of a component are either taken into account in the tank refueling volume, or, for engines whose cooling is carried out on the ground, can be compensated from external ground sources (see the book “Design and Design of Liquid Rocket Engines.” Edited by G. G. Gakhun - M .: Engineering, 1989, p. 179, fig. 4.86). An analogue of the invention.

Недостатком указанного способа является его ограниченная применимость для двигателей верхних ступеней и особенно разгонных блоков, предназначенных для работы с многократными включениями в полете. Многократные захолаживания криогенных насосов турбонасосного агрегата приведут к повышенным потерям компонентов. При этом потери при каждом запуске будут зависеть от разницы между температурой компонента и температурой конструкции турбонасосного агрегата в момент запуска двигателя. Последняя будет зависеть, прежде всего, от временного интервала между включениями двигателя, который определяет степень прогрева насоса за счет теплоподвода от горячей турбины.The disadvantage of this method is its limited applicability for engines of the upper stages and especially upper stages, designed to work with multiple inclusions in flight. Repeated cooling of cryogenic pumps of a turbopump unit will lead to increased component losses. In this case, losses at each start-up will depend on the difference between the temperature of the component and the temperature of the design of the turbopump at the time of engine start. The latter will depend, first of all, on the time interval between engine starts, which determines the degree of heating of the pump due to heat supply from the hot turbine.

Потери при очередном пуске будут минимальны, если интервал между пусками будет достаточно коротким для того, чтобы температура насоса оставалась близкой к температуре компонента. С увеличением интервалов между пусками температура насоса сначала будет возрастать до некоторого максимального значения, и, соответственно, потери будут возрастать и достигнут максимума при некоторой температуре насоса. Затем, по мере естественного охлаждения конструкции, они вновь начнут снижаться.Losses at the next start will be minimal if the interval between starts is short enough so that the temperature of the pump remains close to the temperature of the component. With increasing intervals between starts, the pump temperature will initially increase to a certain maximum value, and, accordingly, the losses will increase and a maximum will be reached at a certain pump temperature. Then, as the structure cools naturally, they will begin to decline again.

Таким образом, расход компонента, необходимый для захолаживания насоса, при каждом пуске будет зависеть от степени прогрева насоса за время, прошедшее после предыдущего пуска, а общий расход будет определяться количеством пусков. Хотя суммарные потери, в общем случае, будут не пропорциональны количеству повторных пусков.Thus, the component flow rate required for cooling the pump at each start-up will depend on the degree of warming up of the pump during the time elapsed since the previous start-up, and the total flow will be determined by the number of starts. Although the total losses, in the general case, will not be proportional to the number of repeated starts.

Кроме того, поскольку из-за относительно малого объема баков и, соответственно, малого запаса компонентов на борту, возврат испарившегося компонента в бак для последующей конденсации лимитирован количеством тепла, которое может быть поглощено в баке без превышения допустимой температуры, значительная часть компонента, использованного для захолаживания, будет выброшена за борт.In addition, since due to the relatively small volume of the tanks and, accordingly, the small supply of components on board, the return of the evaporated component to the tank for subsequent condensation is limited by the amount of heat that can be absorbed in the tank without exceeding the permissible temperature, a significant part of the component used for Cooling will be thrown overboard.

Единственным способом компенсации потерь является в рассматриваемом случае увеличение запаса топлива на борту, что приводит к увеличению объема и массы баков и общей массы ступени или разгонного блока.In this case, the only way to compensate for the loss is to increase the fuel supply on board, which leads to an increase in the volume and mass of the tanks and the total mass of the stage or upper stage.

В технике также известен способ запуска жидкостного ракетного двигателя без предварительного захолаживания турбонасосного агрегата. В этом случае захолаживание происходит непосредственно при запуске турбонасосного агрегата в процессе заполнения магистралей и внутренних полостей, и запуск осуществляется при наличии определенной доли паровой фазы в потоке компонента, проходящего через насос (см. кн. Шерстянников В.А. «Двигатели, опередившие время (отечественные ЖРД 60-80-х годов XX века»). - М.: 2006, с.56-57, § 3.1.3). Указанное описание способа принимаем за прототип предлагаемого изобретения.A technique is also known in the art for starting a liquid rocket engine without first cooling the turbopump assembly. In this case, cooling occurs immediately upon starting the turbopump unit during filling of the mains and internal cavities, and start-up is carried out if there is a certain fraction of the vapor phase in the component stream passing through the pump (see pr. V. Sherstyannikov “Engines ahead of time ( domestic rocket engines of the 60-80s of the XX century "). - M .: 2006, p.56-57, § 3.1.3). The specified description of the method is taken as a prototype of the invention.

Этот способ также не исключает потерь компонента, испаряющегося в промежутке времени между подачей компонента в насос и выходом турбонасосного агрегата на номинальный режим. Величина этих потерь зависит от степени прогрева насоса в перерывах между включениями двигателя и величины промежутка времени между моментом подачи компонента в полость насоса и началом рабочего процесса в газогенераторе и в камере двигателя, связанной с некоторой задержкой запуска двигателя из-за появления в потоке жидкости паровой фазы.This method also does not exclude the loss of a component that evaporates in the interval between the supply of the component to the pump and the output of the turbopump unit to the nominal mode. The magnitude of these losses depends on the degree of warming up of the pump during breaks between engine starts and the amount of time between the moment the component is fed into the pump cavity and the beginning of the working process in the gas generator and in the engine chamber, which is associated with a certain delay in starting the engine due to the appearance of a vapor phase in the liquid flow .

Кроме того, дополнительные потери компонента возникают и при останове двигателя и связаны с послепусковой продувкой полостей двигателя, необходимой для исключения несанкционированного взаимодействия компонентов при повторных включениях двигателя.In addition, additional component losses occur during engine shutdown and are associated with post-start purging of engine cavities, which is necessary to prevent unauthorized interaction of components during repeated engine starts.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задача, на решение которой направлено изобретение, состоит в повышении стабильности работы турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя на пусковых режимах и уменьшении непроизводительных потерь криогенного компонента топлива.The problem to which the invention is directed, is to increase the stability of the turbopump unit of a liquid propellant rocket engine in starting conditions and reduce unproductive losses of the cryogenic fuel component.

Поставленная задача решена за счет того, что в способе захолаживания криогенной магистрали жидкостного ракетного двигателя при многократных включениях двигателя, основанном на дренировании компонентов топлива из криогенной магистрали, включающей насос с его подводящей и отводящей магистралями, которая соединена с одной стороны с подбаковым клапаном, а с другой - с входом в газогенератор через клапан, при этом захолаживание указанной магистрали осуществляется за счет испарения криогенного компонента топлива, остающегося в этой магистрали после останова двигателя, при котором магистраль отсечена со стороны ее входа и выхода, а дренирование паров криогенного компонента осуществляют из полости насоса через клапан в дренажную магистраль, соединенную с окружающей средой.The problem is solved due to the fact that in the method of cooling the cryogenic line of a liquid rocket engine with multiple engine starts, based on the drainage of fuel components from the cryogenic line, which includes a pump with its inlet and outlet lines, which is connected on one side to the sub-valve and the other - with the entrance to the gas generator through the valve, while cooling the specified line is due to the evaporation of the cryogenic component of the fuel remaining in this line after stopping the engine, in which the line is cut off from the side of its inlet and outlet, and the drainage of the vapors of the cryogenic component is carried out from the pump cavity through a valve into a drainage line connected to the environment.

Другими отличиями предлагаемого способа являются:Other differences of the proposed method are:

- полость насоса соединяют с дренажной магистралью через клапан и дополнительные каналы или полости, выполненные в статоре турбины турбонасосного агрегата;- the pump cavity is connected to the drainage line through the valve and additional channels or cavities made in the stator of the turbine of the turbopump unit;

- после останова двигателя внутреннюю полость насоса соединяют с дренажной магистралью через последовательно соединенные клапан, каналы, выполненные в статоре турбины турбонасосного агрегата и в газоводе, расположенном за турбиной по газовому тракту.- after the engine is stopped, the internal cavity of the pump is connected to the drainage line through a series-connected valve, channels made in the stator of the turbine of the turbopump unit and in the gas duct located behind the turbine through the gas path.

Технический результат состоит в увеличении времени поддержания температуры насоса на уровне, близком к температуре компонента, и за счет уменьшения общего запаса тепла в конструкции двигателя и существенном уменьшении как скорости прогрева насоса после испарения компонента, так и максимального уровня этого прогрева. Тем самым улучшаются условия повторных запусков двигателя, а также существенно сокращаются непроизводительные потери компонента.The technical result consists in increasing the time to maintain the temperature of the pump at a level close to the temperature of the component, and by reducing the total heat supply in the engine design and significantly reducing both the rate of heating of the pump after evaporation of the component and the maximum level of this heating. This improves the conditions for restarting the engine, as well as significantly reduced unproductive losses of the component.

Поскольку поддержание низкой температуры насоса будет малоэффективным при сохранении высокой температуры турбины, особенно при длительных промежутках между включениями двигателя, то, несмотря на то, что при охлаждении насоса одновременно происходит частичное охлаждение турбины за счет теплопроводности стыка, желательно предусмотреть и ее дополнительное охлаждение. Такое охлаждение можно осуществить при прохождении холодных паров испарившегося компонента через каналы и/или полости, специально выполненные в статоре турбины. В этом случае соединение с дренажной магистралью осуществляется через указанные каналы, которые с одной стороны соединяются через клапан с внутренней полостью насоса, а с другой - с дренажной магистралью двигателя. Эти каналы, при необходимости, могут также охватывать и другие горячие узлы, расположенные по тракту за турбиной (например газовод), обеспечивая их охлаждение и уменьшение общего количества тепла, запасенного в конструкции за время работы двигателя.Since maintaining a low temperature of the pump will be ineffective while maintaining a high temperature of the turbine, especially during long intervals between engine starts, despite the fact that the cooling of the pump simultaneously results in partial cooling of the turbine due to the thermal conductivity of the joint, it is desirable to provide for its additional cooling. Such cooling can be accomplished by passing the cold vapors of the vaporized component through channels and / or cavities specially made in the turbine stator. In this case, the connection to the drainage line is through these channels, which on the one hand are connected through the valve to the internal cavity of the pump, and on the other hand, to the drainage line of the engine. These channels, if necessary, can also cover other hot nodes located along the path behind the turbine (for example, a gas duct), providing their cooling and reducing the total amount of heat stored in the structure during engine operation.

Выбор одного из вариантов или их совмещение в одной конструкции потребует специального анализа конструкции применительно к конкретным условиям и режимам работы не только двигателя, но и аппарата, на котором он установлен.The choice of one of the options or their combination in one design will require a special analysis of the design in relation to the specific conditions and operating modes of not only the engine, but also the apparatus on which it is installed.

Естественно, что таким образом может быть использован только компонент, способный испаряться без образования осадка, прежде всего криогенный, и обладающий минимальной коррозионной активностью.Naturally, in this way only a component can be used that can evaporate without the formation of a precipitate, primarily cryogenic, and with minimal corrosion activity.

Учитывая, что компоненты, остающиеся после останова двигателя во внутренних полостях насосов, при штатной эксплуатации двигателя безвозвратно теряются при межпусковых продувках, которые производятся для уменьшения импульса последействия и исключения нештатного взаимодействия компонентов при повторном включении двигателя, предлагаемый способ, помимо улучшения условий запуска турбонасосного агрегата, позволяет также снизить непроизводительные потери компонентов топлива.Considering that the components remaining after the engine is stopped in the internal cavities of the pumps, during normal operation of the engine, they are irretrievably lost during interstarting purges, which are performed to reduce the after-effect pulse and to prevent abnormal interaction of the components when the engine is turned on again, the proposed method, in addition to improving the conditions for starting the turbopump unit, also reduces unproductive losses of fuel components.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

На фиг.1 и 2 изображены фрагменты пневмогидравлической схемы жидкостного ракетного двигателя с криогенной магистралью.Figures 1 and 2 show fragments of a pneumohydraulic circuit of a liquid-propellant rocket engine with a cryogenic line.

Описание изобретенияDescription of the invention

Указанная пневмогидравлическая схема (фиг.1) включает криогенную магистраль 1, которая с одной стороны соединена с подбаковым клапаном (не показан), а с другой - с входом 2 в насос 3. Приводом этого насоса является газовая турбина 4 турбонасосного агрегата. Турбина 4 приводится во вращение газами, вырабатываемыми в газогенераторе 5. Турбина 4 и насос 3 установлены на общем валу 6. Выход 7 насоса 3 через клапан 8 соединен с газогенератором 5. Внутренняя полость 9 насоса 3 с помощью клапана 10 соединена с дренажной магистралью 11, выход из которой соединен с окружающей средой.The specified pneumohydraulic circuit (Fig. 1) includes a cryogenic line 1, which is connected on one side to a sub-valve (not shown) and, on the other, to the inlet 2 of pump 3. This pump is driven by a gas turbine 4 of a turbopump unit. The turbine 4 is driven into rotation by the gases generated in the gas generator 5. The turbine 4 and pump 3 are mounted on a common shaft 6. The output 7 of the pump 3 through the valve 8 is connected to the gas generator 5. The internal cavity 9 of the pump 3 is connected via the valve 10 to the drain line 11, exit from which is connected to the environment.

Во втором варианте (фиг.2) полость 9 насоса 3 соединяется с дренажной магистралью 11 через последовательно соединенные клапан 10 и каналы 12, выполненные в статоре турбины 4 турбонасосного агрегата и в газоводе, расположенном за турбиной по газовому тракту.In the second embodiment (figure 2), the cavity 9 of the pump 3 is connected to the drainage line 11 through a series-connected valve 10 and channels 12 made in the stator of the turbine 4 of the turbopump unit and in the gas duct located behind the turbine through the gas path.

Работа устройстваDevice operation

После останова двигателя внутренняя криогенная магистраль 1 с помощью клапана 8 отсекается от входа в газогенератор 5, а с помощью подбакового клапана (не показан) - от бака (не показан). При этом остающийся в этой магистрали криогенный компонент топлива испаряется, а его пары через клапан 10, соединенный с полостью насоса 9, сбрасываются через дренажную магистраль 11 в окружающую среду, охлаждая корпус насоса 3. Такое решение позволяет облегчить условия повторного запуска двигателя и снизить непроизводительные потери компонентов топлива.After the engine is stopped, the internal cryogenic line 1 is cut off by the valve 8 from the entrance to the gas generator 5, and by the side valve (not shown) from the tank (not shown). In this case, the cryogenic fuel component remaining in this line is vaporized, and its vapor through the valve 10 connected to the cavity of the pump 9 is discharged through the drain line 11 into the environment, cooling the pump casing 3. This solution makes it easier to restart the engine and reduce unproductive losses fuel components.

Во втором варианте (Фиг.2) после останова двигателя внутреннюю полость 9 насоса 3 соединяют с дренажной магистралью 11 через последовательно соединенные клапан 10 и каналы 12, выполненные в статоре турбины 4 турбонасосного агрегата и в газоводе, расположенном за турбиной по газовому тракту.In the second embodiment (Figure 2), after the engine is stopped, the internal cavity 9 of the pump 3 is connected to the drain line 11 through a series-connected valve 10 and channels 12 made in the stator of the turbine 4 of the turbopump unit and in the gas duct located behind the turbine through the gas path.

Такое решение позволяет обеспечить непосредственное охлаждение наиболее горячего узла конструкции - статора турбины и тем самым уменьшить тепловой поток, передающийся корпусу насоса 3, что повышает эффективность охлаждения турбонасосного агрегата.This solution allows for direct cooling of the hottest unit of the structure - the turbine stator and thereby reduce the heat flux transmitted to the pump casing 3, which increases the cooling efficiency of the turbopump unit.

Промышленная применимостьIndustrial applicability

Изобретение может использоваться в малорасходных турбонасосных агрегатах, например предназначенных для ЖРД малых тяг, режим работы которых предусматривает многократное включение, а количество испаренного при захолаживании компонента позволяет сбросить его в окружающее пространство с использованием известных способов компенсации импульса. Кроме того, изобретение также может использоваться в агрегатах, перекачивающих криогенные жидкости и работающих в повторно-кратковременном режиме.The invention can be used in low-consumption turbopump assemblies, for example, designed for small thrust rocket engines, the operation mode of which provides for multiple inclusion, and the amount of component evaporated during cooling allows dumping it into the surrounding space using known methods of pulse compensation. In addition, the invention can also be used in units pumping cryogenic liquids and operating in intermittent mode.

Claims (3)

1. Способ захолаживания криогенной магистрали жидкостного ракетного двигателя при многократных включениях двигателя, основанный на дренировании компонентов топлива из криогенной магистрали, включающей насос с его подводящей и отводящей магистралями, которая соединена с одной стороны с подбаковым клапаном, а с другой - с входом в газогенератор через клапан, отличающийся тем, что захолаживание указанной магистрали осуществляется за счет испарения криогенного компонента топлива, остающегося в указанной магистрали после останова двигателя, при котором магистраль отсечена со стороны входа и выхода, а дренирование паров криогенного компонента осуществляют из полости насоса через клапан в дренажную магистраль, соединенную с окружающей средой.1. The method of cooling the cryogenic line of a liquid propellant rocket engine when the engine is switched on repeatedly, based on the drainage of fuel components from the cryogenic line, which includes a pump with its inlet and outlet lines, which is connected on one side to the back-flap valve and, on the other, to the gas generator inlet a valve, characterized in that the cooling of the specified line is due to the evaporation of the cryogenic component of the fuel remaining in the specified line after stopping the engine la, wherein the line is cut off from the inlet and outlet, and draining the cryogenic vapor component is carried from the pump cavity through the valve in the drain line connected to the environment. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что полость насоса соединяют с дренажной магистралью через клапан и дополнительные каналы или полости, выполненные в статоре турбины турбонасосного агрегата.2. The method according to claim 1, characterized in that the pump cavity is connected to the drainage line through a valve and additional channels or cavities made in the stator of the turbine of the turbopump assembly. 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что после останова двигателя внутреннюю полость насоса соединяют с дренажной магистралью через последовательно соединенные клапан, каналы, выполненные в статоре турбины турбонасосного агрегата и в газоводе, расположенном за турбиной по газовому тракту. 3. The method according to claim 1, characterized in that after the engine is stopped, the internal cavity of the pump is connected to the drainage line through a series-connected valve, channels made in the stator of the turbine of the turbopump unit and in the gas duct located behind the turbine through the gas path.

Images