RU2681733C1 - Camera lpr - Google Patents

Camera lpr Download PDF

Info

Publication number
RU2681733C1
RU2681733C1 RU2017146960A RU2017146960A RU2681733C1 RU 2681733 C1 RU2681733 C1 RU 2681733C1 RU 2017146960 A RU2017146960 A RU 2017146960A RU 2017146960 A RU2017146960 A RU 2017146960A RU 2681733 C1 RU2681733 C1 RU 2681733C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
central body
mixing head
regulator
subsonic
chamber
Prior art date
Application number
RU2017146960A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Павел Викторович Кафарена
Валентина Петровна Космачева
Сергей Петрович Хрисанфов
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority to RU2017146960A priority Critical patent/RU2681733C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2681733C1 publication Critical patent/RU2681733C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to liquid-propellant rocket engines operating in the first and second stages of the launch vehicle. LPR chamber containing a body consisting of a cylindrical part, subsonic and supersonic parts of the nozzle, a mixing head with underwater lines of the fuel components and a central body with channels of the cooling path located in the subsonic part of the chamber, according to the invention, the central body, installed by means of sealing elements in the central part of the mixing head with the location of the profiled end part in the region of the critical section, is connected to the piston of the critical section regulator, while the regulator is fixed on the body of the mixing head, and the supply line of the cooler is connected to the channels of the cooling path on the outer surface of the inner wall of the central body, which are connected by openings to its inner cavity and the outlet header of the cooler on the regulator.EFFECT: invention provides increased efficiency by increasing the specific thrust of the engine throughout the flight path.1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя.The invention relates to liquid rocket engines operating on the first and second stages of the launch vehicle.

Использование на первых ступенях ракет сопел с неизменной степенью расширения приводит к потерям тяги: у Земли (до 20%) - за счет перерасширения продуктов сгорания, на высоте - за счет недорасширения.The use of nozzles with a constant degree of expansion at the first stages of rockets leads to loss of thrust: at the Earth (up to 20%) - due to over-expansion of combustion products, at altitude - due to under-expansion.

К числу известных способов, позволяющих повысить эффективность работы ЖРД по траектории полета относятся:Among the known methods to improve the efficiency of the LRE along the flight path include:

- вдув генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла;- blowing the generator gas into the supersonic part of the nozzle;

- выдвижение щитков в сверхзвуковую часть сопла;- the extension of the shields in the supersonic part of the nozzle;

- изменение степени расширения за счет выдвижных насадков;- change in the degree of expansion due to retractable nozzles;

- использование удаляемой вставки с земным профилем сопла, описанной по авторскому свидетельству №315198;- the use of a removable insert with an earth nozzle profile described by copyright certificate No. 315198;

- расположение индивидуальных камер сгорания вокруг центрального тела;- the location of individual combustion chambers around the central body;

- использование камер с кольцевым критическим сечением, расположенным вокруг центрального тела.- the use of cameras with a critical annular cross-section located around the central body.

Все перечисленные способы имеют существенные недостатки, так как не позволяют повышать удельный импульс тяги по всей траектории полета, значительно увеличивают массу и габариты двигателя. Кроме того, при удалении элементов конструкции двигателя в полете в плотных слоях атмосферы требует отчуждения большой площади земельного участка в районе их падения.All these methods have significant drawbacks, since they do not allow increasing the specific thrust momentum along the entire flight path, and significantly increase the mass and dimensions of the engine. In addition, when removing structural elements of the engine in flight in dense layers of the atmosphere, it requires alienation of a large area of the land in the area of their fall.

Известно регулирование тяги двигателя путем изменения расхода, изложенное в книге Г.Б. Синярев и М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели» на стр. 150-151 «Регулирование сопла при изменении тяги двигателя путем изменения расхода» - принятое за прототип.It is known to control engine thrust by changing the flow rate set forth in the book of GB Sinyarev and M.V. Dobrovolsky “Liquid rocket engines” on pages 150-151 “Regulation of the nozzle when changing the thrust of the engine by changing the flow rate” - adopted as a prototype.

В описанной конструкции прототипа изменение расхода осуществляется за счет профилированной иглы (или центрального тела), перемещающегося в сопле до выходного сечения вдоль оси двигателя.In the described design of the prototype, the flow rate is changed due to the profiled needle (or central body) moving in the nozzle to the exit section along the axis of the engine.

Недостатком данного прототипа является необходимость выдвижения иглы по всей длине дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла до выходного сечения, что требует создания специального устройства, обеспечивающего выдвижение иглы на всю длину сопловой части, а также, ввиду большой консоли, приводит к большим колебаниям иглы не только в районе выходного сечения сопла, но и в районе критического сечения. Кроме того, обеспечить надежное охлаждение иглы и ее прочностные характеристики в высокотемпературном сверхзвуковом потоке ЖРД в настоящее время невозможно.The disadvantage of this prototype is the need to extend the needle along the entire length of the subsonic and supersonic parts of the nozzle to the output section, which requires the creation of a special device that extends the needle throughout the length of the nozzle part, and also, due to the large console, leads to large needle oscillations not only in the region output section of the nozzle, but also in the region of the critical section. In addition, it is currently impossible to ensure reliable cooling of the needle and its strength characteristics in the high-temperature supersonic LRE flow.

Кроме того, целесообразно с точки зрения повышения эффективности двигателя при уменьшении площади критического сечения повышать давление в камере.In addition, it is advisable from the point of view of increasing engine efficiency while reducing the critical section area to increase the pressure in the chamber.

Предлагаемое изобретение устраняет указанные недостатки прототипа и решает техническую задачу по повышению эффективности в виде удельного импульса тяги двигателя по всей траектории полета, не увеличивая массу двигателя.The present invention eliminates these disadvantages of the prototype and solves the technical problem of increasing efficiency in the form of a specific impulse of engine thrust along the entire flight path without increasing the mass of the engine.

Поставленная техническая задача решается тем, что камера ЖРД, содержащая корпус, состоящий из цилиндрической части, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, смесительную головку с подводными магистралями компонентов топлива и центральное тело с каналами тракта охлаждения, расположенное в дозвуковой части камеры, согласно изобретению, центральное тело, установленное с помощью уплотнительных элементов в центральной части смесительной головки с расположением профилированной концевой части в районе критического сечения, соединено с поршнем регулятора критического сечения, при этом регулятор закреплен на корпусе смесительной головки, а магистраль подвода охладителя соединена с каналами тракта охлаждения на наружной поверхности внутренней стенки центрального тела, которые соединены отверстиями с его внутренней полостью и выходным коллектором охладителя на регуляторе.The stated technical problem is solved in that the LRE chamber, comprising a housing consisting of a cylindrical part, a subsonic and supersonic parts of the nozzle, a mixing head with underwater lines of fuel components and a central body with cooling duct channels located in the subsonic part of the chamber, according to the invention, a central body installed using sealing elements in the Central part of the mixing head with the location of the profiled end part in the region of the critical section, is connected to shnem critical section of the regulator, the regulator is fixed on the mixer head housing and the coolant supply line is connected to the cooling path channels in the outer surface of the inner wall of the central body, which holes are connected with the space and the coolant outlet manifold on the controller.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2 и 3.The essence of the invention is illustrated by the circuits shown in FIG. 1, 2 and 3.

Камера ЖРД (фиг. 1) содержит корпус 1 с трактом охлаждения и подводными магистралями 2, смесительную головку 3 с магистралью подвода 4, регулятор критического сечения 5 с подводной 6 и отводной 7 магистралями охлаждения, центральное тело 8 с внутренней стенкой 9, содержащей каналы тракта охлаждения 10 и отверстия 11, соединенные с внутренней полостью 12 и наружной стенкой 13 с отверстиями 14, поршень 15 и подводную магистраль 16 управления давлением.The LRE chamber (Fig. 1) contains a housing 1 with a cooling path and underwater lines 2, a mixing head 3 with a supply line 4, a critical section regulator 5 with underwater 6 and outlet 7 cooling lines, a central body 8 with an inner wall 9 containing channel channels cooling 10 and the holes 11 connected to the internal cavity 12 and the outer wall 13 with the holes 14, the piston 15 and the underwater line 16 pressure control.

На фиг. 2 показаны уплотнительные элементы 17, 18, расположенные в центральной части регулятора 5.In FIG. 2 shows the sealing elements 17, 18 located in the central part of the regulator 5.

На фиг. 3 показаны уплотнительные элементы 19, 20, 21, расположенные в смесительной головке 3.In FIG. 3 shows the sealing elements 19, 20, 21 located in the mixing head 3.

Камера ЖРД работает следующим образом.The LRE camera works as follows.

По команде «Запуск» в соответствии с циклограммой работы двигателя охладитель поступает в подводную магистраль 6 регулятора критического сечения 5, а затем через отверстия 14 в наружной стенке 13 центрального тела 8 в каналы 10 внутренней стенке 9 центрального тела 8 и через отверстия 11 во внутреннюю полость 12 центрального тела 8, а затем в регулятор 5 в отводную магистраль 7.According to the “Start” command, in accordance with the engine operation diagram, the cooler enters the underwater line 6 of the critical section regulator 5, and then through the openings 14 in the outer wall 13 of the central body 8 into the channels 10 of the inner wall 9 of the central body 8 and through the openings 11 into the internal cavity 12 of the central body 8, and then to the regulator 5 in the bypass line 7.

Одновременно с поступлением охладителя в регулятор 5 и на охлаждение центрального тела 8 в соответствии с циклограммой работы двигателя поступают компоненты топлива в подводную магистраль 4, расположенную на смесительной головке 3 и в подводную магистраль 2, расположенную на корпусе 1. При поступлении компонентов топлива в смесительную головку 3 происходит их воспламенение, и двигатель выходит на расчетный режим.At the same time that the cooler enters the regulator 5 and the central body 8 is cooled, in accordance with the engine operation diagram, the fuel components enter the underwater line 4 located on the mixing head 3 and into the underwater line 2 located on the housing 1. When the fuel components enter the mixing head 3, they ignite, and the engine enters the design mode.

При работе у Земли в плотных слоях атмосферы центральное тело 8 находится в исходном состоянии перед критическим сечением сопла. По мере удаления ракетоносителя от Земли, в соответствии с циклограммой работы двигателя и подъема ракеты, подается команда в подводную магистраль 16 управления давлением, после чего возрастает давление и приводится в движение поршень 15, соединенный с центральным телом 8. Профилированная концевая часть центрального тела 8 постепенно, в соответствии с циклограммой работы двигателя, входит в критическое сечение корпуса 1. При этом изменяется (уменьшается) площадь критического сечения и пропорционально возрастает давление в камере (при сохранении постоянного расхода продуктов сгорания).When working near the Earth in dense layers of the atmosphere, the central body 8 is in the initial state before the critical section of the nozzle. As the carrier rocket moves away from the Earth, in accordance with the engine operation and rocket lift sequence diagram, a command is sent to the underwater pressure control line 16, after which the pressure increases and the piston 15 is connected to the central body 8. The profiled end part of the central body 8 is gradually , in accordance with the engine operation sequence diagram, enters into the critical section of the housing 1. At the same time, the critical section area changes (decreases) and the pressure in the chamber increases proportionally (while maintaining nenii constant flow of combustion products).

При работе двигателя в разряженных слоях атмосферы профилированная часть центрального тела 8 будет находиться в конечном положении, при этом в камере будет достигнуто расчетное значение давления и в соответствии с этим будет увеличено давление продуктов сгорания в сверхзвуковой части сопла камеры, что приведет к повышению эффективности в виде удельного импульса тяги.When the engine is operating in discharged atmospheric layers, the profiled part of the central body 8 will be in the final position, while the calculated pressure value will be achieved in the chamber and, accordingly, the pressure of the combustion products in the supersonic part of the chamber nozzle will be increased, which will increase the efficiency in the form specific impulse of thrust.

Проведенные в АО КБХА огневые испытания экспериментальной установки с центральным телом тягой 2 тс подтвердили эффективность ее работы и показали повышение удельного импульса тяги на втором режиме примерно на 6 ед.The fire tests conducted at JSC KBHA by an experimental setup with a central body of 2 tf thrust confirmed its efficiency and showed an increase in specific thrust impulse in the second mode by about 6 units.

Таким образом, использование в камере подвижного центрального тела с профилированной концевой частью повышает эффективность работы двигателя в виде повышения удельного импульса тяги по всей траектории полета, не увеличивая существенно массу двигателя.Thus, the use of a movable central body with a profiled end part in the chamber increases the efficiency of the engine by increasing the specific thrust impulse along the entire flight path without significantly increasing the mass of the engine.

Claims (1)

Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая корпус, состоящая из цилиндрической части, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, смесительную головку с подводными магистралями компонентов топлива и центральное тело с каналами тракта охлаждения, расположенное в дозвуковой части камеры, отличающаяся тем, что центральное тело, установленное с помощью уплотнительных элементов в центральной части смесительной головки с расположением профилированной концевой части в районе критического сечения, соединено с поршнем регулятора критического сечения, при этом регулятор закреплен на корпусе смесительной головки, а магистраль подвода охладителя соединена с каналами тракта охлаждения на наружной поверхности внутренней стенки центрального тела, которые соединены отверстиями с его внутренней полостью и выходным коллектором охладителя на регуляторе.A chamber of a liquid propellant rocket engine comprising a housing consisting of a cylindrical part, a subsonic and supersonic parts of the nozzle, a mixing head with underwater lines of fuel components and a central body with cooling duct channels located in the subsonic part of the chamber, characterized in that the central body is mounted with sealing elements in the central part of the mixing head with the location of the profiled end part in the critical section, connected to the piston of the crit controller Cesky section, wherein the controller is fixed on the mixer head housing and the coolant supply line is connected to the cooling path channels in the outer surface of the inner wall of the central body, which holes are connected with the space and the coolant outlet manifold on the controller.
RU2017146960A 2017-12-28 2017-12-28 Camera lpr RU2681733C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017146960A RU2681733C1 (en) 2017-12-28 2017-12-28 Camera lpr

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017146960A RU2681733C1 (en) 2017-12-28 2017-12-28 Camera lpr

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2681733C1 true RU2681733C1 (en) 2019-03-12

Family

ID=65805993

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017146960A RU2681733C1 (en) 2017-12-28 2017-12-28 Camera lpr

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2681733C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2728657C1 (en) * 2019-05-20 2020-07-31 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Chamber of liquid-propellant rocket engine operating on gas-free generator circuit (embodiments)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3094072A (en) * 1957-12-09 1963-06-18 Arthur R Parilla Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships
US4815279A (en) * 1985-09-27 1989-03-28 The United States Of America As Represented By The National Aeronautics And Space Administration Hybrid plume plasma rocket
RU2183762C1 (en) * 2000-12-07 2002-06-20 Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина Two-mode nozzle unit for rocket engine
RU2493412C1 (en) * 2012-06-27 2013-09-20 Владимир Викторович Черниченко Liquid propellant rocket engine
RU2568854C1 (en) * 2014-09-15 2015-11-20 Виктор Георгиевич Карелин Method of formation of thrust of engine with central body and engine for its implementation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3094072A (en) * 1957-12-09 1963-06-18 Arthur R Parilla Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships
US4815279A (en) * 1985-09-27 1989-03-28 The United States Of America As Represented By The National Aeronautics And Space Administration Hybrid plume plasma rocket
RU2183762C1 (en) * 2000-12-07 2002-06-20 Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина Two-mode nozzle unit for rocket engine
RU2493412C1 (en) * 2012-06-27 2013-09-20 Владимир Викторович Черниченко Liquid propellant rocket engine
RU2568854C1 (en) * 2014-09-15 2015-11-20 Виктор Георгиевич Карелин Method of formation of thrust of engine with central body and engine for its implementation

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2728657C1 (en) * 2019-05-20 2020-07-31 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Chamber of liquid-propellant rocket engine operating on gas-free generator circuit (embodiments)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9816463B2 (en) Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet
JP2005517862A (en) Ejector base engine
US9726115B1 (en) Selectable ramjet propulsion system
RU2681733C1 (en) Camera lpr
US3303643A (en) Method and structure for supplying and confining fluid in a reaction chamber
RU2742515C1 (en) Compound propulsion system of reusable first stage launcher
US11555471B2 (en) Thrust chamber device and method for operating a thrust chamber device
RU2623134C1 (en) Solid fueled integrated straight-jet engine
RU2615889C1 (en) Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel
US11486336B2 (en) Propulsion device for liquid propellant rocket engine
RU173530U1 (en) Powerplant hypersonic aircraft
RU2682466C1 (en) Combustion chamber of a dual-mode liquid propellant engine, working on a generator-free scheme
RU163848U1 (en) Pulsating Air-Jet Engine
RU2603305C1 (en) Return carrier rocket stage
RU2640893C1 (en) Combustion chamber of liquid-propellant engine with afterburning of generator gas
RU2315193C1 (en) Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution
RU150723U1 (en) COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE
RU2532954C1 (en) Drone
RU2626617C1 (en) Liquid propellant rocket for the first launch vehicle stage
RU2638420C1 (en) Combustion chamber of liquid-propellant engine (lpe) without generator
RU2378166C1 (en) Multi-stage rocket carrier, method of its launching and nuclear rocket engine
RU2517971C1 (en) Nozzle-free solid-propellant rocket engine
RU2799263C1 (en) Integrated direct-flow air-jet engine
RU2405959C1 (en) Method of gas generation for creation of thrust in air jet engine with multi-stage axial compressor and air jet engine
RU2538345C1 (en) Liquid fuel rocket motor