RU2561796C1

RU2561796C1 - Liquid-propellant rocket engine (lpre) combustion chamber with electroplasma ignition

Info

Publication number: RU2561796C1
Application number: RU2014141827/06A
Authority: RU
Inventors: Алексей Иванович Григорьевский; Павел Викторович Кафарена; Виталий Романович Рубинский; Сергей Анатольевич Федоров; Сергей Петрович Хрисанфов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date: 2014-10-16
Filing date: 2014-10-16
Publication date: 2015-09-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: combustion chamber of the liquid rocket engine consuming the fuel components - liquid oxygen and liquid hydrogen, or liquid oxygen and the liquefied natural gas, containing the ignition device, the chamber housing with fuel supply main lines for cooling, the mixing head with the fuel supply main lines, the gas passage with the main line of supply of oxidizing generating gas connected to the ignition device by means of the flange located on the external surface with the cooling path channels implemented in it which is fixed by one end with the flange, and is installed by another one in the central bushing of the mixing head housing. The flange for installation of the ignition device is located on a side surface of the gas passage of the mixing head and has a manifold ring, cooling path channels of which are connected to the curved bushing cooling channels by means of the ring faceplate, and the ignition device cooling path channels are connected to the flange manifold by means of the tube.

EFFECT: decrease of weight, simplification of fastener design and improvement of reliability of engine swinging.

2 dwg

Description

Изобретение предназначено для обеспечения многоразового поджига компонентов топлива в ЖРД, работающих на компонентах топлива жидкий кислород + жидкий водород или жидкий водород + сжиженный природный газ.The invention is intended to provide multiple ignition of fuel components in a liquid propellant rocket engine operating on fuel components liquid oxygen + liquid hydrogen or liquid hydrogen + liquefied natural gas.

Камера сгорания содержит запальное устройство, смесительную головку, газовод с магистралями подвода окислительного генераторного газа, корпус камеры с каналами тракта охлаждения и магистралью подвода горючего на охлаждение.The combustion chamber contains an ignition device, a mixing head, a gas duct with oxidation generator gas supply lines, a chamber body with cooling duct channels and a fuel supply pipe for cooling.

Смесительная головка имеет корпус, состоящий из подколлекторного кольца, днища и центральной втулки, огневое днище, смесительные элементы, магистраль подвода горючего.The mixing head has a housing consisting of a sub-collector ring, a bottom and a central sleeve, a firing bottom, mixing elements, a fuel supply line.

Использование: жидкостным ракетным двигателям многократного включения.Usage: liquid multiple rocket engines.

Сущность изобретения: камера сгорания жидкостного ракетного двигателя с электроплазменным зажиганием с боковым расположением запального устройства на газоводе смесительной головки обеспечивает свободный доступ к техническому обслуживанию запального устройства, его установке на двигатель и демонтажу, а также упрощает конструкцию узла крепления и качания двигателя, что приводит к снижению его массы.The inventive combustion chamber of a liquid-propellant rocket engine with electroplasma ignition with a lateral arrangement of the ignition device on the gas duct of the mixing head provides easy access to the maintenance of the ignition device, its installation on the engine and dismantling, and also simplifies the design of the engine mount and swing unit, which leads to a decrease its mass.

Изобретения относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) многократного включения.The invention relates to liquid multiple rocket engines (LRE).

Известны двигатели ЖРД РД0120 и SSME, работающие на компонентах топлива жидкий кислород + жидкий водород по замкнутой схеме с восстановительным генераторным газом. Поджиг компонентов топлива осуществляется от запального устройства, закрепленного на наружной поверхности газовода камеры сгорания с расположением в центре смесительной головки.Known engines RD0120 and SSME liquid propellant engines operating on fuel components liquid oxygen + liquid hydrogen in a closed circuit with regenerative generator gas. The ignition of the fuel components is carried out from the ignition device, mounted on the outer surface of the gas duct of the combustion chamber with a location in the center of the mixing head.

Недостатком данной конструкции является расположение запального устройства по оси камеры сгорания, что приводит к:The disadvantage of this design is the location of the ignition device along the axis of the combustion chamber, which leads to:

- увеличению узла крепления и качания двигателя и в свою очередь к увеличению массы;- increase the mount and swing the engine and, in turn, to increase the mass;

- усложнению процесса технического обслуживания запального устройства.- complicating the process of maintenance of the ignition device.

Наиболее близкой к предлагаемому изобретению является конструкция смесительной головки двигателя РД0120. Описание данной конструкции смесительной головки и расположенного в ней запального устройства изложены в книге «Маршевый двигатель ракеты-носителя «Энергия» - кислородно-водородный ЖРД (опыт создания). 2004 г. УДК 629.7036.54-63. Стр. 129 и 175».Closest to the proposed invention is the design of the mixing head of the engine RD0120. A description of this design of the mixing head and the ignition device located in it is given in the book “Marching engine of the Energia launch vehicle - an oxygen-hydrogen rocket engine (design experience). 2004 UDC 629.7036.54-63. Page 129 and 175. "

Недостатком данной конструкции является расположение запального устройства на газоводе по оси камеры сгорания, что существенно усложняет конструкцию узла крепления и качания двигателя. Кроме того, усложняется процесс технического обслуживания двигателя в связи с плохим доступом. При необходимости диагностирования ЗУ или его замены приходится проводить трудоемкие работы по демонтажу ЗУ с двигателя и установки его в двигатель. На выполнение этих трудоемких работ требуется достаточно длительный период времени.The disadvantage of this design is the location of the ignition device on the gas duct along the axis of the combustion chamber, which significantly complicates the design of the mount and swing the engine. In addition, the engine maintenance process is complicated due to poor access. If it is necessary to diagnose the memory or replace it, it is necessary to carry out laborious work on dismantling the memory from the engine and installing it in the engine. The implementation of these laborious work requires a sufficiently long period of time.

Кроме того, обеспечение доступа к запальному устройству приводит к развитию боковых поверхностей узла качания и, как следствие, к увеличению массы двигателя.In addition, providing access to the ignition device leads to the development of the side surfaces of the swing unit and, as a result, to an increase in the mass of the engine.

Этот недостаток устраняется настоящим изобретением, которое решает техническую задачу сокращения трудоемкости и времени проведения контроля технического обслуживания запального устройства, упрощает конструкцию узла крепления и качания двигателя, что приводит к снижению его массы.This disadvantage is eliminated by the present invention, which solves the technical problem of reducing the complexity and time of monitoring the maintenance of the ignition device, simplifies the design of the attachment and swing unit of the engine, which reduces its weight.

Поставленная задача решается тем, что в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающей на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащей запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, согласно изобретению фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.The problem is solved in that in the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine operating on fuel components liquid oxygen and liquid hydrogen or liquid oxygen and liquefied natural gas containing an ignition device, a chamber body with fuel supply pipes for cooling, a mixing head with fuel supply pipes, a gas duct with an oxidizing generator gas supply line connected to the ignition device using a flange located on the outer surface with channels made therein and a cooling duct, which is fixed at one end with a flange, and the other is installed in the central sleeve of the mixing head housing, according to the invention, the flange for installing the ignition device is located on the side surface of the gas duct of the mixing head and has an annular collector, the cooling channel of which is connected to the cooling channels of the bent sleeve forms using an annular lining, and the channels of the cooling path of the ignition device are connected to the flange manifold using a tube.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1 и 2.The essence of the invention is illustrated by the circuits shown in FIG. 1 and 2.

Камера сгорания (фиг. 1) включает в себя смесительную головку 1, состоящую из корпуса 2, корпуса 3, центральной втулки 4, огневого днища 5, смесительных элементов 6, магистрали подвода окислительного генераторного газа 7, газовода 8, корпуса камеры сгорания 9.The combustion chamber (Fig. 1) includes a mixing head 1, consisting of a housing 2, a housing 3, a central sleeve 4, a firing base 5, mixing elements 6, a supply line for oxidizing generator gas 7, a gas duct 8, and a housing of the combustion chamber 9.

На Фиг. 2 показано расположение запального устройства 10 с каналами охлаждения 11 во фланце 12, включающего в себя коллектор 13 с трубкой подвода охладителя 14 из запального устройства 10 и тракт охлаждения 15, который соединен с газоводом 8. Фланец 12 соединяется с втулкой изогнутой формы 16, имеющей тракт охлаждения 17, с помощью кольцевой накладки 18.In FIG. 2 shows the location of the ignition device 10 with cooling channels 11 in the flange 12, which includes a collector 13 with a cooler supply pipe 14 from the ignition device 10 and a cooling path 15 that is connected to the gas duct 8. The flange 12 is connected to a bent shape sleeve 16 having a path cooling 17, using an annular lining 18.

Камера работает следующим образом.The camera operates as follows.

По соответствующим командам горючее поступает в тракт охлаждения корпуса камеры 9, из магистрали 7 окислительный генераторный газ поступает в газовод 8 и по нему - в смесительные элементы 6 смесительной головки 1.According to appropriate commands, the fuel enters the cooling path of the chamber body 9, from the line 7 the oxidizing generator gas enters the gas duct 8 and through it to the mixing elements 6 of the mixing head 1.

В соответствии с циклограммой работы двигателя горючее поступает в запальное устройство 10 и затем - в тракт охлаждение 11, затем по трубке 14 - в коллектор 13 фланца 12, из которого по каналам тракта охлаждения 15 поступает в каналы 17 втулки изогнутой формы 16 и затем - в камеру сгорания на поджиг компонентов топлива, поступающих из смесительных элементов 6.In accordance with the engine operation sequence diagram, fuel enters the ignition device 10 and then into the cooling path 11, then through the tube 14 to the manifold 13 of the flange 12, from which through the channels of the cooling path 15 it enters the channels 17 of the bent shape sleeve 16 and then to the combustion chamber to ignite the fuel components coming from the mixing elements 6.

В запальном устройстве 10 проходит поджиг компонентов топлива и продукты сгорания с температурой 1500÷1700 К по газоводу 19 через фланец 12 и втулку изогнутой формы 16 поступают в камеру сгорания на поджиг компонентов топлива.In the ignition device 10, ignition of the fuel components and combustion products with a temperature of 1500 ÷ 1700 K through the gas duct 19 passes through the flange 12 and the bent shape sleeve 16 into the combustion chamber to ignite the fuel components.

В связи с тем что высокотемпературный факел на всем пути от запального устройства до камеры сгорания проходит по газоводу, стенки которого охлаждаются, время работы запального устройства может не лимитироваться.Due to the fact that a high-temperature torch runs all the way from the ignition device to the combustion chamber through a gas duct, the walls of which are cooled, the operation time of the ignition device may not be limited.

Таким образом, использование камеры сгорания с боковым расположением запального устройства на газоводе смесительной головки обеспечивает уменьшение времени на его техническое обслуживание, снижение массы двигателя за счет упрощения узла крепления и качания, уменьшение затрат и времени межполетного обслуживания.Thus, the use of a combustion chamber with a lateral location of the ignition device on the gas duct of the mixing head provides a reduction in the time for its maintenance, a reduction in engine weight due to the simplification of the mount and swing unit, and a reduction in the cost and time of inter-flight maintenance.

Claims

Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, отличающаяся тем, что фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки. A liquid rocket engine combustion chamber operating on fuel components liquid oxygen and liquid hydrogen or liquid oxygen and liquefied natural gas containing an ignition device, a chamber body with cooling fuel supply pipes, a mixing head with fuel supply pipes, a gas duct with an oxidative generator gas supply pipe connected to the ignition device using a flange located on the outer surface with the channels of the cooling path made in it, which is one end m is fixed with a flange, and the other is installed in the central sleeve of the housing of the mixing head, characterized in that the flange for installing the ignition device is located on the side surface of the gas duct of the mixing head and has an annular manifold, the cooling duct of which is connected to the cooling channels of the bent sleeve using an annular lining, and the channels of the cooling path of the ignition device are connected to the flange manifold using a tube.