RU2187684C2

RU2187684C2 - Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine for realization of this method

Info

Publication number: RU2187684C2
Application number: RU2000124910A
Authority: RU
Inventors: Г.П. Калмыков; Е.В. Лебединский; С.В. Мосолов; В.И. Тарарышкин; В.А. Федотчев
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им. М.В.Келдыша"
Priority date: 2000-10-03
Filing date: 2000-10-03
Publication date: 2002-08-20

Abstract

FIELD: liquid-propellant rocket engines. SUBSTANCE: proposed method of operation of liquid-propellant rocket engine consists in delivery of propellant components to combustion chamber of engine, gasifying one of components in combustion chamber cooling passage, delivery of it to turbine of turbo-pump unit followed by discharge to injector assembly of combustion chamber. Part of one of propellant components is directed to combustion chamber and remaining part is gasified and is directed to turbines of turbo-pump units. Gaseous component used in turbines is mixed with liquid component fed to engine under pressure exceeding pressure of saturated vapor of mixture being obtained. Liquid-propellant rocket engine has combustion with regenerative cooling passage, propellant component delivery pump and turbine. Engine is provided with pump of booster turbo-pump and mixer mounted in succession before component delivery pump of main turbo-pump unit. Outlet of pump of main turbo-pump unit is connected both with injector assembly of combustion chamber and with regenerative cooling passage of combustion chamber. Regenerative cooling passage is connected in its turn with turbines of main and booster turbo-pump units whose outlets are connected with mixer. EFFECT: enhanced reliability; improved power and mass characteristics of liquid-propellant rocket engine. 3 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ракетному двигателестроению, и может быть использовано при создании двигателей первых и вторых ступеней ракет-носителей, а также разгонных блоков при выведении полезных нагрузок на околоземную орбиту. The invention relates to mechanical engineering, in particular to rocket propulsion engineering, and can be used to create engines of the first and second stages of launch vehicles, as well as booster blocks when placing payloads in low Earth orbit.

Известны несколько типов ЖРД без газогенератора: например, двигатель J-2S и двигатели типа RL-10 [1, 2, 3], работающие на кислороде и водороде (оба двигателя разработки США). Several types of LRE without a gas generator are known: for example, a J-2S engine and RL-10 engines [1, 2, 3], operating on oxygen and hydrogen (both engines developed in the USA).

Двигатель J-2S состоит из камеры сгорания, ТНА подачи окислителя и горючего, агрегатов автоматики и регулирования. Двигатель работает по "открытой" схеме со сбросом отработанного на турбинах газа в закритическую часть сопла. Схема охлаждения - регенеративная с использованием водорода в качестве хладагента. Отличительной чертой двигателя является отсутствие газогенератора: в качестве рабочего тела для турбин используются продукты сгорания, отобранные с помощью специального устройства из основной камеры и охлажденные до приемлемой температуры. Использование этого устройства, интегрированного в камеру сгорания и работающего в высокотемпературной среде при большом давлении, накладывает высокие требования по прочности и надежности. Кроме того, сброс отработанного на турбине газа без его дожигания снижает удельные характеристики двигателя. The J-2S engine consists of a combustion chamber, TNA of the oxidizer and fuel supply, automation and regulation units. The engine operates according to an “open” scheme with the discharge of gas exhausted from the turbines into the supercritical part of the nozzle. The cooling scheme is regenerative using hydrogen as a refrigerant. A distinctive feature of the engine is the lack of a gas generator: combustion products selected using a special device from the main chamber and cooled to an acceptable temperature are used as a working fluid for turbines. The use of this device, integrated into the combustion chamber and operating in a high-temperature environment at high pressure, imposes high demands on strength and reliability. In addition, the discharge of gas exhausted from the turbine without afterburning reduces the specific characteristics of the engine.

Ракетные двигатели типа RL-10 [1, 2, 3], выполненные по безгазогенераторной схеме, имеют в своем составе единый ТНА окислителя и горючего, камеру сгорания, регенеративного охлаждения, агрегаты автоматики и регулирования. Водород используется в качестве хладагента для охлаждения камеры сгорания, а затем в качестве рабочего тела для привода ТНА. Отработанный на турбине водород подается в форсуночную головку камеры сгорания и дожигается при оптимальном соотношении компонентов. Таким образом, двигатель работает по замкнутому циклу, обеспечивая наилучшие удельные характеристики. Для работы такого двигателя необходим специальным образом спроектированный тракт охлаждения, позволяющий разогреть водород до требуемой температуры. Кроме того, необходимо иметь значительно больший напор по линии горючего, чем по линии окислителя, т.к. водород необходимо пропустить не только в камеру сгоранию, но и через тракт охлаждения, а также обеспечить необходимый перепад на турбине ТНА. RL-10 rocket engines [1, 2, 3], made according to a gas-free generator, incorporate a single oxidizer and fuel TNA, a combustion chamber, regenerative cooling, automation and control units. Hydrogen is used as a refrigerant to cool the combustion chamber, and then as a working fluid to drive the heat pump. Hydrogen spent on the turbine is fed into the nozzle head of the combustion chamber and burned out at the optimum ratio of components. Thus, the engine operates in a closed cycle, providing the best specific characteristics. For the operation of such an engine, a specially designed cooling path is required, which allows heating the hydrogen to the required temperature. In addition, it is necessary to have a significantly higher pressure in the fuel line than in the oxidizer line, because Hydrogen must be passed not only into the combustion chamber, but also through the cooling duct, and also the necessary differential on the TNA turbine must be provided.

В качестве прототипа изобретения выбран жидкостный ракетный двигатель, включающий в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи горючего и окислителя, турбину, соединенную с трактом регенеративного охлаждения и камерой сгорания, а также теплообменник, установленный на выходе из турбины между турбиной и камерой сгорания [4]. As a prototype of the invention, a liquid-propellant rocket engine was selected, which includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel and oxidizer feed pumps, a turbine connected to a regenerative cooling path and a combustion chamber, and a heat exchanger installed at the outlet of the turbine between the turbine and the combustion chamber [4].

Двигатель работает следующим образом. Один из компонентов топлива, подаваемых в двигатель, после выхода из насоса поступает в теплообменник в качестве хладагента, а затем используется как охладитель в тракте охлаждения камеры сгорания. После разогрева в тракте компонент используют в качестве рабочего тела для привода турбины, а затем в качестве теплоносителя в теплообменнике, где часть тепловой энергии передается хладагенту. После этого весь компонент через форсуночную головку подают в камеру сгорания, где его сжигают при оптимальном соотношении компонентов. Недостатком прототипа является наличие в его схеме теплообменника, обеспечивающего теплосъем большой мощности - для двигателя тягой 1700 кН с давлением в камере сгорания 13 МПа эта величина составляет 50-60 МВт. При таком теплосъеме необходимо поддерживать довольно большой перепад давления на теплообменнике, что увеличивает энергонапряженность ТНА. Габаритно-массовые характеристики подобного теплообменника и технологические проблемы его создания могут нивелировать ожидаемые улучшения энерго-массовых характеристик двигателя в целом. Включение нового агрегата - теплообменника - в схему двигателя может повлечь за собой снижение его надежности. The engine operates as follows. One of the components of the fuel supplied to the engine, after exiting the pump, enters the heat exchanger as a refrigerant, and then is used as a cooler in the cooling path of the combustion chamber. After heating in the duct, the component is used as a working fluid for driving a turbine, and then as a heat carrier in a heat exchanger, where part of the thermal energy is transferred to the refrigerant. After that, the entire component through the nozzle head is fed into the combustion chamber, where it is burned at the optimal ratio of components. The disadvantage of the prototype is the presence in its circuit of a heat exchanger providing high-power heat removal - for a thrust engine of 1700 kN with a pressure in the combustion chamber of 13 MPa, this value is 50-60 MW. With such a heat removal, it is necessary to maintain a rather large pressure drop across the heat exchanger, which increases the TNA energy intensity. The overall mass characteristics of such a heat exchanger and the technological problems of its creation can offset the expected improvements in the energy and mass characteristics of the engine as a whole. The inclusion of a new unit - a heat exchanger - in the engine circuit may entail a decrease in its reliability.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении надежности двигателя и улучшении его энерго-массовых характеристик. The problem to which the invention is directed, is to increase the reliability of the engine and improve its energy-mass characteristics.

Поставленная задача достигается за счет организации непрерывной циркуляции определенного количества компонента, используемого в качестве охладителя по контуру - тракт охлаждения камеры сгорания, турбины основного и бустерного турбонасосного агрегата (ТНА), насос основного ТНА, тракт охлаждения. Двигатель работает непрерывно, используя в качестве горючего водородное или углеводородное топливо, а в качестве окислителя кислород. Способ работы двигателя заключается в том, что один из компонентов топлива полностью, а второй частично подают в смесительную головку камеры сгорания и сжигают при оптимальном соотношении компонентов. При этом оставшуюся часть второго компонента топлива направляют в качестве охладителя в тракт охлаждения камеры сгорания, где ее нагревают и газифицируют, после чего используют в качестве рабочего тела для привода турбин основного и бустерного ТНА. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с холодным жидким компонентом, поступающим в двигатель. При этом давление жидкого компонента топлива превышает давление насыщенных паров полученной смеси. The task is achieved by organizing the continuous circulation of a certain amount of the component used as a circuit cooler - the cooling path of the combustion chamber, the turbine of the main and booster turbopump units (TNA), the pump of the main TNA, and the cooling path. The engine runs continuously, using hydrogen or hydrocarbon fuels as fuel, and oxygen as an oxidizing agent. The method of engine operation is that one of the components of the fuel is completely, and the second is partially fed into the mixing head of the combustion chamber and burned at the optimum ratio of components. In this case, the remaining part of the second fuel component is sent as a cooler to the cooling path of the combustion chamber, where it is heated and gasified, after which it is used as a working fluid for driving turbines of the main and booster TNAs. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the cold liquid component entering the engine. In this case, the pressure of the liquid component of the fuel exceeds the saturated vapor pressure of the resulting mixture.

Предложенный способ работы реализуется устройством - жидкостным ракетным двигателем, содержащим камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи горючего и окислителя, турбину. При этом двигатель снабжен насосом бустерного ТНА и смесителем, последовательно расположенными перед насосом основного ТНА на магистрали подачи компонента, используемого в качестве охладителя. Насос основного ТНА подает этот компонент топлива в форсуночную головку камеры сгорания двигателя и в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт охлаждения связан с входами турбин основного и бустерного ТНА, а их выходы соединены со смесителем. В смесителе отработавший на турбинах газ конденсируется, смешиваясь с жидким компонентом, поступающим из бустерного насоса ТНА. При этом насос бустерного ТНА обеспечивает бескавитационную работу насоса основного ТНА на подогретом компоненте большего расхода. The proposed method of operation is implemented by a device - a liquid rocket engine containing a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel and oxidizer feed pumps, a turbine. The engine is equipped with a booster pump TNA and a mixer, sequentially located in front of the pump of the main TNA on the supply line of the component used as a cooler. The main TNA pump delivers this fuel component to the nozzle head of the engine combustion chamber and to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The cooling line is connected to the turbine inlets of the main and booster ТНА, and their outputs are connected to the mixer. In the mixer, the exhaust gas from the turbines condenses, mixing with the liquid component coming from the TNA booster pump. In this case, the booster TNA pump provides cavitation-free operation of the main TNA pump on a heated component with a higher flow rate.

Изобретение поясняется чертежом, на котором приведена принципиальная схема предлагаемого двигателя. Двигатель содержит насос 1 бустерного ТНА, смеситель 2 и насос 3 основного ТНА подачи одного из компонентов топлива, используемого в качестве охладителя, форсуночную головку 4 камеры сгорания 5, тракт охлаждения 6 камеры сгорания 5, турбину 7 основного ТНА, турбину 8 бустерного ТНА, насос подачи второго компонента 9. Агрегаты автоматики и наддува на схеме не показаны. The invention is illustrated in the drawing, which shows a schematic diagram of the proposed engine. The engine contains a booster TNA pump 1, a mixer 2, and a main TNA pump 3 for supplying one of the components of the fuel used as a cooler, a nozzle head 4 of the combustion chamber 5, a cooling duct 6 of the combustion chamber 5, a turbine 7 of the main TNA, a turbine of the TNA booster 8, a pump supply of the second component 9. The units of automation and boost in the diagram are not shown.

Если в качестве охладителя используется, например, горючее, то ЖРД работает следующим образом. Горючее, жидкий водород или метан, поступает из соответствующего бака ракеты к насосам, установленным на магистрали подачи этого компонента: сначала к насосу 1 бустерного ТНА, а затем через смеситель 2 к насосу 3 основного ТНА. Горючее после выхода из насоса 3 основного ТНА распределяется по двум трубопроводам: по первому оно поступает через форсуночную головку 4 в камеру сгорания 5, а по второму - в тракт охлаждения 6 камеры сгорания 5. Получившийся после нагрева горючего в тракте охлаждения газ используется для привода турбин 7, 8 основного и бустерного ТНА. После того как горючее понизит свою температуру, отдав часть энергии турбинам, оно подается в смеситель, расположенный между насосом 1 бустерного и насосом 3 основного ТНА, где оно полностью перемешивается с холодным компонентом. Таким образом, расход данного компонента топлива через замкнутый контур охлаждения поддерживается постоянным. Второй компонент топлива - в данном случае - окислитель, поступающий в двигатель из соответствующего бака ракеты, подается в насос 9, поступает в форсуночную головку 4 камеры сгорания 5, после чего оба компонента топлива сжигаются в камере при оптимальном соотношении компонентов. If, for example, fuel is used as a cooler, then the LRE works as follows. Fuel, liquid hydrogen or methane, comes from the corresponding rocket tank to the pumps installed on the supply line of this component: first to the pump 1 of the booster TNA, and then through the mixer 2 to the pump 3 of the main TNA. The fuel after leaving the pump 3 of the main TNA is distributed through two pipelines: through the first, it enters through the nozzle head 4 into the combustion chamber 5, and through the second into the cooling duct 6 of combustion chamber 5. The gas obtained after heating the fuel in the cooling duct is used to drive turbines 7, 8 of the main and booster TNA. After the fuel lowers its temperature, giving part of the energy to the turbines, it is supplied to the mixer located between the booster pump 1 and the main thermal pump 3, where it is completely mixed with the cold component. Thus, the flow rate of this fuel component through a closed cooling circuit is kept constant. The second component of the fuel — in this case, the oxidizing agent entering the engine from the corresponding rocket tank — is fed into the pump 9, enters the nozzle head 4 of the combustion chamber 5, after which both fuel components are burned in the chamber at the optimal ratio of components.

Предлагаемый способ работы ЖРД обеспечивает более низкий уровень давлений в системе подачи по сравнению с обычной "замкнутой" схемой примерно в два раза, не требует специально спроектированного тракта охлаждения, обеспечивающего более высокий разогрев охладителя, в нем отсутствует газогенератор. Двигатель работает при более низкой температуре на турбине по сравнению с прототипом. Предлагаемая схема двигателя и организация рабочего процесса в двигателе позволяют использовать в качестве горючего не только водород, но и метан. Отсутствие специальной вставки для отбора горячего газа из камеры сгорания, как у двигателя J-2S, или специального тракта охлаждения, как у семейства двигателей RL-10, или теплообменника, как у прототипа, повышает надежность двигателя и упрощает технологию его изготовления. The proposed method of operation of the liquid propellant rocket engine provides a lower pressure level in the feed system compared to the usual "closed" circuit by about two times, does not require a specially designed cooling path, providing higher heating of the cooler, it does not have a gas generator. The engine runs at a lower temperature on the turbine compared to the prototype. The proposed engine design and organization of the working process in the engine make it possible to use not only hydrogen, but also methane as fuel. The absence of a special insert for the selection of hot gas from the combustion chamber, like the J-2S engine, or a special cooling path, like the RL-10 engine family, or a heat exchanger, like the prototype, increases the reliability of the engine and simplifies its manufacturing technology.

Предлагаемые способ работы жидкостного ракетного двигателя и его устройство могут быть использованы при создании безгазогенераторных ЖРД первых и вторых ступеней ракет-носителей, а также разгонных блоков при выведении полезных нагрузок на околоземную орбиту. The proposed method of operation of a liquid-propellant rocket engine and its device can be used to create gas-free liquid-propellant rocket engines of the first and second stages of launch vehicles, as well as booster blocks when launching payloads into Earth orbit.

Источники информации
1. Космонавтика: Энциклопедия / Под редакцией В.П. Глушко. - М.: Советская энциклопедия, 1985, с. 337.Sources of information
1. Cosmonautics: Encyclopedia / Edited by V.P. Glushko. - M.: Soviet Encyclopedia, 1985, p. 337.

2. AIAA 98-3676, Design And Development of a 50k LOX/Hydrogen Upper Stage Demonstrator, - S. Peery and A. Minick, Joint Propulsion Conference & Exhibit, July 13-15, 1998/ Cleveland, OH. 2. AIAA 98-3676, Design And Development of a 50k LOX / Hydrogen Upper Stage Demonstrator, - S. Peery and A. Minick, Joint Propulsion Conference & Exhibit, July 13-15, 1998 / Cleveland, OH.

3. AIAA 98-3675, Design And Development of an Advanced Expander Combuster, - S. Peery and A. Minick, Joint Propulsion Conference & Exhibit, July 13-15, 1998/ Cleveland, OH. 3. AIAA 98-3675, Design and Development of an Advanced Expander Combuster, - S. Peery and A. Minick, Joint Propulsion Conference & Exhibit, July 13-15, 1998 / Cleveland, OH.

4. Патент РФ 2149276, кл. F 02 K 9/42 "Жидкостной ракетный двигатель". 4. RF patent 2149276, cl. F 02 K 9/42 "Liquid rocket engine."

Claims

1. The method of operation of a liquid propellant rocket engine by supplying fuel components to the combustion chamber of the engine, gasifying one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supplying it to a turbine of a turbopump unit, and then dumping it into the nozzle head of the combustion chamber, characterized in that a part of the flow rate of one of the components the fuel is sent to the combustion chamber, and the remainder is gasified and sent to the turbines of the turbopump units (TNA), after which the gaseous component of the mix worked out on the turbines They are injected with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture.

2. A liquid rocket engine containing a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel component supply pumps and a turbine, characterized in that the engine comprises a booster TNA pump and a mixer installed in series in front of the feed pump of one of the main TNA fuel components, and the main TNA pump output connected to both the nozzle head of the combustion chamber and the regenerative cooling path of the combustion chamber, which, in turn, is connected to the turbines of the main and booster ТНА, outputs which are connected to the mixer.