RU2733460C1

RU2733460C1 - Liquid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2733460C1
Application number: RU2020117020A
Authority: RU
Inventors: Андрей Владимирович Иванов
Original assignee: Андрей Владимирович Иванов
Priority date: 2020-05-25
Filing date: 2020-05-25
Publication date: 2020-10-01

Abstract

FIELD: engine building.

SUBSTANCE: invention relates to rocket engine building and can be used in design of liquid-propellant rocket engines (LRE). Liquid-propellant engine comprises a combustion chamber with a cooling path and an injector head, a synthesis gas generator, a turbo-pump unit including an oxidant pump, fuel pump, water pump and turbine, input of which is connected with output of synthesis gas generator, and outlet with nozzle head, note here that combustion chamber is cooled by fuel. In compliance with this version, combustion chamber is cooled by water.

EFFECT: invention improves energy characteristics and reliability of LRE.

3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of rocket propulsion and can be used in the design of liquid-propellant rocket engines (LRE).

Одной из основных проблем, возникающих при создании ЖРД, является обеспечение максимальных энергетических характеристик и высоких показателей надежности.One of the main problems arising in the development of liquid-propellant rocket engines is to ensure maximum energy characteristics and high reliability indicators.

Известен кислородно-керосиновый ЖРД для охлаждения камеры которого применяется сжиженный гелий, который также является добавкой к топливной композиции. При этом гелий с выхода из насоса входит в каналы регенеративного охлаждения камеры двигателя и затем поступает в газогенератор. В газогенераторе обеспечивается сгорание кислорода и керосина при стехиометрическом соотношении, а необходимое последующее снижение температуры полученного газа до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, реализуются за счет его балластировки гелием, поступающим в газогенератор. Полученный таким образом рабочий газ поступает на привод турбины, и далее – в камеру сгорания (патент РФ № 2273754, МПК F02K 9/48).Known oxygen-kerosene rocket engine for cooling the chamber of which is used liquefied helium, which is also an additive to the fuel composition. In this case, helium from the pump outlet enters the regenerative cooling channels of the engine chamber and then enters the gas generator. The combustion of oxygen and kerosene is ensured in the gas generator at a stoichiometric ratio, and the necessary subsequent decrease in the temperature of the produced gas to the values allowed by the used structural materials of the turbine is realized due to its ballasting with helium entering the gas generator. The working gas obtained in this way enters the turbine drive, and then into the combustion chamber (RF patent No. 2273754, IPC F02K 9/48).

Основными недостатками данного ЖРД являются высокая стоимость гелия, а также трудности, связанные с его хранением в баке ракеты и последующим нагнетание до высоких давлений.The main disadvantages of this rocket engine are the high cost of helium, as well as the difficulties associated with its storage in a rocket tank and subsequent injection to high pressures.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД.The objective of the invention is to eliminate this drawback and improve the energy characteristics and reliability indicators of the liquid-propellant engine.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель, содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, генератор синтез-газа, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды и турбину, вход которой сообщается с выходом генератора синтез-газа, а выход с форсуночной головкой. The solution to this problem is achieved by the fact that the proposed liquid-propellant rocket engine contains a combustion chamber with a cooling path and a nozzle head, a synthesis gas generator, a turbo pump unit including an oxidizer pump, a fuel pump, a water pump and a turbine, the input of which is in communication with the generator output synthesis gas, and the outlet with a nozzle head.

Охлаждение камеры сгорания может осуществляться горючим.The combustion chamber can be cooled with fuel.

В варианте исполнения охлаждение камеры сгорания осуществляется водой.In an embodiment, the combustion chamber is cooled with water.

Предлагаемый ЖРД, за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи – повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД.The proposed liquid rocket engine, due to its distinctive features, provides a solution to the technical problem posed - increasing the energy characteristics and reliability indicators of the liquid rocket engine.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показана принципиальная схема ЖРД; на фиг.2 – принципиальная схема ЖРД в варианте исполнения.The essence of the invention is illustrated by the drawings, where figure 1 shows a schematic diagram of a rocket engine; figure 2 is a schematic diagram of a liquid-propellant engine in the embodiment.

Предлагаемый ЖРД содержит камеру сгорания 1 с трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, генератор синтез-газа 4, турбонасосный агрегат 5, включающий в себя насос окислителя 6 с подкачивающей ступенью 7, насос горючего 8, насос воды 9 и турбину 10.The proposed liquid-propellant rocket engine contains a combustion chamber 1 with a cooling path 2 and a nozzle head 3, a synthesis gas generator 4, a turbo pump unit 5, including an oxidizer pump 6 with a booster stage 7, a fuel pump 8, a water pump 9 and a turbine 10.

При этом вход турбины 10 сообщается с выходом генератора синтез-газа 4, а выход – с форсуночной головкой 3. In this case, the inlet of the turbine 10 is in communication with the outlet of the synthesis gas generator 4, and the outlet is connected with the nozzle head 3.

В варианте исполнения охлаждение камеры сгорания 1 осуществляется горючим (фиг. 1).In an embodiment, the combustion chamber 1 is cooled with fuel (Fig. 1).

В варианте исполнения охлаждение камеры сгорания 1 осуществляется водой (фиг. 2).In an embodiment, the combustion chamber 1 is cooled by water (Fig. 2).

Предлагаемый ЖРД работает следующим образом.The proposed rocket engine works as follows.

Жидкий окислитель поступает на вход насоса окислителя 6 турбонасосного агрегата 5. Основная часть окислителя поступает из насоса окислителя 6 в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, а оставшаяся часть окислителя из подкачивающей ступени 7 – в генератор синтез-газа 4.The liquid oxidizer enters the inlet of the oxidizer pump 6 of the turbo pump unit 5. The main part of the oxidizer goes from the oxidizer pump 6 to the nozzle head 3 of the combustion chamber 1, and the rest of the oxidizer from the pumping stage 7 to the synthesis gas generator 4.

Горючее поступает на вход насоса горючего 8 турбонасосного агрегата 5 и далее в генератор синтез-газа 4.The fuel enters the inlet of the fuel pump 8 of the turbo pump unit 5 and then into the synthesis gas generator 4.

Вода поступает в насос воды 9 турбонасосного агрегата 5 и далее в генератор синтез-газа 4.Water enters the water pump 9 of the turbo pump unit 5 and then into the synthesis gas generator 4.

Во внутренней полости генераторе синтез-газа 4 происходит смешение, воспламенение и сгорание окислителя и горючего, балластировка полученных продуктов сгорания топлива водой и образование синтез-газа.In the inner cavity of the synthesis gas generator 4, mixing, ignition and combustion of the oxidizer and fuel, ballasting of the resulting fuel combustion products with water and the formation of synthesis gas occur.

Вырабатываемый в генераторе синтез-газа 4 синтез-газ поступает на вход турбины 10 и после срабатывания на ней поступает в форсуночную головку 3.The synthesis gas produced in the synthesis gas generator 4 enters the inlet of the turbine 10 and, after being triggered on it, enters the nozzle head 3.

В камере сгорания 1 окислитель и синтез-газ смешиваются, воспламеняются и сгорают. Образовавшиеся продукты сгорания компонентов топлива истекают из камеры сгорания 1, создавая реактивную тягу двигателя.In the combustion chamber 1 oxidizer and synthesis gas mix, ignite and burn. The resulting combustion products of the fuel components flow out of the combustion chamber 1, creating a jet thrust of the engine.

В варианте исполнения горючее поступает на вход насоса горючего 8 турбонасосного агрегата 5 и далее в тракт охлаждения 2 камеры сгорания 1. Горючее из тракта охлаждения 2 поступает в генератор синтез-газа 4. При этом вода из насоса 9 поступает в генератор синтез-газа минуя тракт охлаждения 2.In the embodiment, the fuel enters the inlet of the fuel pump 8 of the turbo pump unit 5 and further into the cooling path 2 of the combustion chamber 1. Fuel from the cooling path 2 enters the synthesis gas generator 4. In this case, the water from the pump 9 enters the synthesis gas generator bypassing the path cooling 2.

В варианте исполнения охлаждение камеры сгорания 1 осуществляется водой, поступающей из насоса воды 9 в тракт охлаждения 2. После прохождения тракта охлаждения 2 вода поступает в генератор синтез-газа 4. При этом горючее из насоса горючего 8 поступает в генератор синтез-газа минуя тракт охлаждения 2.In the embodiment, the cooling of the combustion chamber 1 is carried out by water coming from the water pump 9 to the cooling path 2. After passing the cooling path 2, the water enters the synthesis gas generator 4. In this case, the fuel from the fuel pump 8 enters the synthesis gas generator bypassing the cooling path 2.

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить энергетические характеристики и показатели надежности ЖРД.The use of the proposed invention will improve the energy characteristics and reliability indices of the rocket engine.

Claims

1. Жидкостный ракетный двигатель, характеризующийся тем, что он содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, генератор синтез-газа, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды и турбину, вход которой сообщается с выходом генератора синтез-газа, а выход с форсуночной головкой.1. Liquid-propellant rocket engine, characterized in that it contains a combustion chamber with a cooling path and a nozzle head, a synthesis gas generator, a turbo pump unit including an oxidizer pump, a fuel pump, a water pump and a turbine, the input of which is in communication with the output of the synthesis generator -gas, and the outlet with a nozzle head.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что охлаждение камеры сгорания осуществляется горючим.2. The liquid-propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that the combustion chamber is cooled with fuel.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что охлаждение камеры сгорания осуществляется водой.3. The liquid-propellant rocket engine according to claim 1, wherein the combustion chamber is cooled with water.