RU2656073C1

RU2656073C1 - Method for throttle control of drive of liquid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2656073C1
Application number: RU2016148791A
Authority: RU
Inventors: Владимир Иванович Морозов; Алексей Юрьевич Карманов; Марина Дмитриевна Азовская; Ольга Станиславовна Аксенова
Priority date: 2016-12-12
Filing date: 2016-12-12
Publication date: 2018-05-30

Abstract

FIELD: rocket technics.

SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering. Method of throttle control of liquid propellant system drive, based on reducing mass flow of fuel components into a chamber with uncontrolled nozzles, at which, after reducing mass flows below the set values, gas is supplied to cavity of the chamber supply lines at inputs to chamber injector head and it is mixed with liquid fuel components, creating homogeneous finely divided emulsions of fuel components, relative volumetric gas contents of which increase with increasing throttle control ratio.

EFFECT: invention provides a reduction in losses of specific impulse of liquid rocket engine with deep throttle control of drive and increase in the throttle control ratio of drive.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей с изменяемой в широком диапазоне тягой.The invention relates to rocket technology and can be used in the development of liquid rocket engines with variable thrust in a wide range.

В практике реализации космических программ двигатели с глубоким дросселированием тяги в основном предназначены для применения в составе посадочных платформ - последних ступеней ракетно-космических комплексов (РКК) для обеспечения их мягкой посадки на планеты Солнечной системы с разреженной атмосферой или при ее отсутствии.In the implementation of space programs, engines with deep throttle thrust are mainly intended for use as a part of landing platforms - the last stages of rocket-space complexes (RSC) to ensure their soft landing on planets of the solar system with a rarefied atmosphere or in its absence.

В частности, такие двигатели применялись в составе посадочных модулей РКК «Apollo» (с пятикратным дросселированием тяги) и «Луна-16» (с трехкратным дросселированием тяги).In particular, such engines were used as part of the landing modules of the RSC Apollo (with five-fold throttle throttle) and Luna-16 (with three-fold throttle throttle).

Наряду с требованием глубокого дросселирования тяги для таких двигателей (двигателей последних ступеней РКК) весьма актуальным является требование их экономичности, то есть высокого удельного импульса во всем диапазоне изменения тяги, так как увеличение массы необходимого для осуществления мягкой посадки запаса топлива прямо связано с уменьшением массы полезной нагрузки посадочной платформы.Along with the requirement of deep throttle throttle for such engines (engines of the last stages of the RAC), the requirement of their economy, that is, a high specific impulse in the entire range of thrust change, is very relevant, since an increase in the mass of fuel required for a soft landing is directly related to a decrease in the useful mass load landing platform.

Однако удельные импульсы известных (в том числе вышеуказанных) двигателей не отвечают этому требованию по следующим причинам.However, the specific impulses of known (including the above) engines do not meet this requirement for the following reasons.

В двигателе посадочного модуля РКК «Apollo» осуществляется способ дросселирования тяги камеры, основанный на уменьшении расходов компонентов топлива с поддержанием постоянных перепадов давления на форсунках, необходимых для распыла компонентов топлива, во всем диапазоне изменения тяги за счет уменьшения площадей проходных сечений регулируемых форсунок, механизм регулирования которых кинематически связан с приводом дросселей, обеспечивающих уменьшение расходов компонентов топлива в камеру посредством уменьшения их проходных сечений и соответственно увеличения гидросопротивлений магистралей питания камеры компонентами топлива. Схема этого двигателя представлена в книге Б.Ф. Гликмана «Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей», Москва, 1974 г., стр. 348, рисунок 9.6.In the engine of the landing module of RSC Apollo, a throttle of the chamber thrust is carried out, based on the reduction of fuel component costs while maintaining constant pressure drops across the nozzles necessary for spraying the fuel components over the entire range of thrust changes by reducing the passage areas of the adjustable nozzles, the regulation mechanism which are kinematically connected with the drive of throttles, which reduce the flow of fuel components into the chamber by reducing their flow areas and, accordingly, an increase in the hydraulic resistance of the fuel supply lines of the chamber by the fuel components. The scheme of this engine is presented in the book of B.F. Glikman "Automatic regulation of liquid rocket engines", Moscow, 1974, p. 348, figure 9.6.

Однако применение такого способа невозможно при исполнении форсуночной головки камеры с большим количеством мелкомасштабных форсунок, обеспечивающих более качественный распыл и, соответственно, смешение компонентов топлива в камере, что обусловливает высокую полноту сгорания в камере и, следовательно, ее высокий удельный импульс во всем диапазоне изменения тяги. Данный способ может быть реализован без существенных конструктивных осложнений лишь в случае камеры, подобной камере двигателя посадочного модуля РКК «Apollo», удельный импульс которой из-за низкого качества распыла и низкой полноты сгорания топлива в камере во всем диапазоне изменения тяги находится на уровне ~260 с. However, the application of this method is impossible when the nozzle head of the chamber is used with a large number of small-scale nozzles providing a better spray and, accordingly, mixing of the fuel components in the chamber, which leads to a high completeness of combustion in the chamber and, therefore, its high specific impulse in the entire range of thrust variation . This method can be implemented without significant structural complications only in the case of a camera similar to the engine chamber of the Apollo RSC landing module, whose specific impulse is at the level of ~ 260 due to the low quality of the spray and low completeness of fuel combustion in the chamber from.

Двигатель посадочной платформы РКК «Луна-16», имеющий камеру с большим количеством мелкомасштабных 2-компонентных форсунок с постоянными проходными сечениями, реализует единственно возможный для него способ дросселирования тяги, основанный на снижении расходов компонентов топлива в камеру (при котором пропорционально квадратам расходов уменьшаются перепады давлений на форсунках). Этот способ (используется в двигателе лунной посадочной платформы, представленном в сборнике «Двигатели 1944-2000, авиационные, ракетные, морские, промышленные», Москва, АКС КОНВЕРСАЛТ, 2000 г., под редакцией И.Г.Шустова, стр. 78.) принят за прототип изобретения. Данный способ обеспечивает высококачественный распыл и смешение компонентов топлива в камере при максимальных расходах и перепадах давлений на форсунках, соответствующих максимальной тяге двигателя, как следствие максимальную полноту сгорания компонентов топлива в камере, близкую к теоретическому пределу, и, соответственно, максимальный удельный импульс камеры и двигателя, на десятки секунд превышающий удельный импульс двигателя посадочного модуля РКК «Apollo».The engine of the landing platform of RSC Luna-16, having a chamber with a large number of small-scale 2-component nozzles with constant passages, implements the only possible throttle thrust method for it, based on reducing the cost of fuel components into the chamber (in which the drops are proportional to the squares of the costs pressure at the nozzles). This method (used in the engine of the lunar landing platform, presented in the collection "Engines 1944-2000, aircraft, rocket, marine, industrial", Moscow, ACS CONVERSALT, 2000, edited by I.G.Shustova, p. 78.) adopted as a prototype of the invention. This method provides high-quality atomization and mixing of the fuel components in the chamber at the maximum flow rates and pressure drops on the nozzles corresponding to the maximum thrust of the engine, as a result, the maximum completeness of combustion of the fuel components in the chamber close to the theoretical limit, and, accordingly, the maximum specific impulse of the chamber and engine , tens of seconds higher than the specific impulse of the engine of the landing module of RSC Apollo.

Однако при дросселировании тяги таким способом, вследствие уменьшения перепадов давлений на форсунках из-за уменьшения расходов, качество распыла поступающих в камеру компонентов топлива существенно ухудшается, что приводит к уменьшению удельного импульса, а при достижении некоторых предельных величин (для двигателя посадочной платформы РКК «Луна-16», реализующего способ-прототип минимально допустимый перепад давления ΔР≈1,5 атм) - к негативным процессам, таким как, например, низкочастотные колебания давления в камере, препятствующим дальнейшему снижению тяги.However, when throttling the thrust in this way, due to the decrease in pressure drops on the nozzles due to reduced costs, the quality of the spray of the fuel components entering the chamber significantly deteriorates, which leads to a decrease in the specific impulse, and when some limit values are reached (for the engine of the landing platform RSC "Luna" -16 ", which implements the prototype method, the minimum allowable pressure drop ΔР≈1.5 atm) - to negative processes, such as, for example, low-frequency pressure fluctuations in the chamber, which prevent further reduction in traction.

Таким образом, степень дросселирования тяги двигателя по прототипу ограничена (для двигателя посадочной платформы РКК «Луна-16» - не более 3) и дальнейшее ее увеличение возможно лишь за счет повышения перепадов давлений на форсунках камеры на режиме максимальной тяги, что приводит к существенному ухудшению экономичности двигателя с турбонасосной подачей компонентов топлива или массовых характеристик ДУ (с вытеснительной подачей).Thus, the degree of throttle thrust of the engine according to the prototype is limited (for the engine of the landing platform of the RSC “Luna-16” - no more than 3) and its further increase is possible only by increasing the pressure drops on the nozzles of the chamber at maximum thrust, which leads to a significant deterioration engine economy with a turbopump supply of fuel components or mass characteristics of the remote control (with displacement feed).

Так, исходя из указанного минимально допустимого перепада давления на форсунках ΔР≈1,5 атм, для обеспечения требуемого при мягкой посадке посадочной платформы РКК «Луна-16» (без использования специальных двигателей мягкой посадки) семикратного дросселирования тяги необходимо увеличить перепад давления на форсунках камеры при максимальной тяге двигателя с 15 атм до 69 атм, что приведет к уменьшению удельного импульса двигателя на режиме максимальной тяги на ~4 с вследствие увеличения затрат компонентов топлива на привод ТНА при турбонасосной системе подачи топлива или к увеличению массы двигательной установки (за счет увеличения массы баков и баллонов с газом наддува баков) в ~3 раза при вытеснительной системе подачи топлива. Кроме того, при этом увеличивается опасность возникновения высокочастотных колебаний давления в камере.So, based on the specified minimum allowable pressure drop across the nozzles ΔР≈1.5 atm, to ensure the seven-throttle throttle throttle required for soft landing of the landing platform of the RSC “Luna-16” (without using special soft landing engines), it is necessary to increase the pressure drop across the nozzles of the chamber at maximum engine thrust from 15 atm to 69 atm, which will lead to a decrease in the engine specific impulse at maximum thrust by ~ 4 s due to an increase in the cost of fuel components for the TNA drive during a turbo pump second fuel supply system or to an increase in weight of the propulsion system (by increasing the mass of tanks and cylinders tank pressurization gas) ~ 3 times with displacement fuel delivery system. In addition, this increases the risk of high-frequency pressure fluctuations in the chamber.

Предлагаемое изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса жидкостного ракетного двигателя с глубоким дросселированием тяги и увеличение допустимой степени дросселирования тяги двигателя при обеспечении его высоких энергомассовых характеристик.The present invention is aimed at reducing the loss of specific impulse of a liquid propellant rocket engine with deep throttle thrust and increasing the permissible degree of throttling of engine thrust while ensuring its high energy-mass characteristics.

Результат обеспечивается тем, что способ дросселирования тяги жидкостного ракетного двигателя, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при этом после уменьшения массовых расходов компонентов топлива в камеру двигателя ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.The result is ensured by the fact that the throttling method of the thrust of a liquid propellant rocket engine, based on the reduction of the mass flow rate of the fuel components into the chamber with unregulated nozzles, while after the mass flow rate of the fuel components is reduced below the specified values, gas is supplied to the cavity of the chamber power lines at the inlet to the nozzle chamber head and mix it with liquid fuel components, creating homogeneous finely dispersed emulsions of fuel components, relative volumetric gas content anija which increases with increasing throttle thrust.

Вследствие мелкодисперсности эмульсии с размерами микропузырьков ≤0,1 мм при малом времени пребывания (~0,1÷0,2 с) в полостях форсуночной головки эмульсии компонентов топлива не расслаиваются на газ и жидкость и в виде гомогенных смесей газа и жидкости поступают через форсунки в камеру, где смешиваются и сгорают.Due to the fineness of the emulsion with microbubbles ≤0.1 mm in size with a short residence time (~ 0.1 ÷ 0.2 s) in the cavities of the nozzle head, the emulsions of the fuel components do not separate into gas and liquid and enter through nozzles in the form of homogeneous mixtures of gas and liquid into the chamber where they mix and burn.

При этом плотности эмульгированных компонентов топлива на входах в форсунки уменьшаются в соответствии с зависимостьюIn this case, the densities of emulsified fuel components at the inlet to the nozzles are reduced in accordance with the dependence

ρ=ρ_ж⋅(1-ϕ)+ρ_г⋅ϕ,ρ = ρ _w ⋅ (1-ϕ) + ρ _g ⋅ϕ,

где ρ - плотность эмульсии,where ρ is the density of the emulsion,

ρ_ж - плотность жидкости,ρ _W - the density of the liquid,

ρ_г - плотность газа,ρ _g is the density of the gas,

ϕ - относительное объемное содержание газа в эмульсии.ϕ is the relative volumetric gas content in the emulsion.

С уменьшением плотности эмульгированного компонента топлива при постоянстве массового расхода его объемный расход через форсунки увеличивается обратно пропорционально плотности, соответственно увеличивается скорость впрыска компонента в камеру, а перепад давления, определяющий качество распыла жидкого компонента, в соответствии с законом Бернулли возрастает.With a decrease in the density of the emulsified component of the fuel with a constant mass flow rate, its volumetric flow rate through the nozzles increases inversely with the density, respectively, the injection rate of the component into the chamber increases, and the pressure drop, which determines the atomization quality of the liquid component, increases in accordance with Bernoulli's law.

Вследствие вышеуказанного, по сравнению с прототипом улучшается распыл компонентов топлива, их смешение в камере, чему, кроме скорости впрыска, способствует структура поступающей из форсунок мелкодисперсной эмульсии, а с увеличением перепадов давления на форсунках уменьшается вероятность возникновения низкочастотных пульсаций давления в камере с присущими им негативными последствиями.Due to the above, in comparison with the prototype, the atomization of the fuel components improves, their mixing in the chamber, which, in addition to the injection speed, is facilitated by the structure of the finely dispersed emulsion coming from the nozzles, and with the increase in pressure drops on the nozzles, the likelihood of low-frequency pressure pulsations in the chamber with their negative effects decreases the consequences.

На чертеже представлена схема ЖРД, реализующего предлагаемый способ дросселирования тяги.The drawing shows a diagram of the rocket engine that implements the proposed method of throttling thrust.

В состав двигателя входят камера 1 с форсуночной головкой 2 магистрали окислителя 3 и горючего 4, исполнительные органы системы регулирования тяги - дроссели 5, 6 с электроприводами 7, 8, пневмоуправляемые отсечные клапаны 9, 10, пневмомагистраль 11, эмульгаторы 12, 13 в магистралях 3, 4, трубопроводы 14, 15, сообщающие полости эмульгаторов 12, 13 с пневмомагистралью 11, обратные клапаны 16, 17 и дроссельные шайбы 18, 19 в трубопроводах 14, 15, электроклапан 20 в пневмомагистраль 11 на входе в трубопроводы 14, 15.The engine includes a chamber 1 with a nozzle head 2 of the oxidizer 3 and 4 fuel lines, the executive bodies of the traction control system are throttles 5, 6 with electric drives 7, 8, pneumatically controlled shut-off valves 9, 10, a pneumatic line 11, emulsifiers 12, 13 in the highways 3 , 4, pipelines 14, 15, communicating cavities of emulsifiers 12, 13 with the pneumatic line 11, check valves 16, 17 and throttle washers 18, 19 in the pipelines 14, 15, the solenoid valve 20 to the pneumatic pipe 11 at the entrance to the pipelines 14, 15.

Во время работы двигателя на режимах максимальной и относительно высокой тяги компоненты топлива через дроссели 5, 4 и открытые давлением газа управления в управляющих полостях отсечные клапаны 9, 10 поступают на форсунки форсуночной головки 2 камеры 1. На указанных режимах достаточные перепады давлений на форсунках обеспечивают качественный распыл компонентов топлива, следовательно, высокую полноту их сгорания в камере и ее высокий удельный импульс. При этом обратные клапаны 16, 17 препятствуют поступлению компонентов топлива из магистралей 3, 4 в трубопроводы 14, 15 и пневмомагистраль 11.During engine operation at maximum and relatively high thrust, the fuel components through throttles 5, 4 and open by the control gas pressure in the control cavities shut-off valves 9, 10 enter the nozzles of the nozzle head 2 of chamber 1. In these modes, sufficient pressure drops on the nozzles ensure high-quality atomization of the fuel components, therefore, the high completeness of their combustion in the chamber and its high specific impulse. In this case, the check valves 16, 17 prevent the flow of fuel components from the lines 3, 4 into the pipelines 14, 15 and the pneumatic line 11.

При дросселировании тяги двигателя за счет уменьшения проходных сечений дросселей 5, 6 электроприводами 7, 8 расходы компонентов топлива в камеру уменьшаются, давления их на входах в форсуночную головку 2 камеры 1 и перепады давлений на форсунках падают. При достижении степени дросселирования, при которой перепад давлений на форсунках недостаточен для качественного распыла и смешения компонентов топлива, вследствие чего полнота их сгорания в камере и удельный импульс камеры уменьшаются (эта степень дросселирования определяется экспериментально), подается электрическое напряжение на электроклапан 20. Электроклапан 20 открывается, газ из пневмомагистралей управления 11 поступает в трубопроводы 14, 15 и через дроссельные шайбы 18, 19 и обратные клапаны 16, 17 в полости эмульгаторов 12, 13. Истекая через микроскопические перфорации в стенках эмульгаторов газ дробится под действием сил поверхностного натяжения жидких компонентов топлива на пузырьки с диаметром, в ~2 раза превышающим размеры перфорации, и смешиваются с жидкими компонентами топлива, в результате чего в магистралях 3, 4 создаются гомогенные эмульсии окислителя и горючего, которые поступают в соответствующие полости форсуночной головки 2 и далее в форсунки окислителя и горючего камеры 1. При этом перепады давлений на форсунках увеличиваются приблизительно пропорционально объемным содержаниям газа в эмульсиях компонентов топлива. При дальнейшем дросселировании тяги двигателя посредством уменьшения расходов компонентов топлива в камеру 1 их давления на входах в форсуночную головку 2, в магистралях 3, 4, также в полостях эмульгаторов 12, 13 уменьшаются, перепады давлений на дроссельных шайбах 18, 19 увеличиваются, массовые расходы газа через дроссельные шайбы и эмульгаторы 12, 13 в магистрали 3, 4 вследствие увеличения перепадов давлений на них при постоянном давлении газа на входе в дроссельные шайбы 18, 19 возрастают до величин, соответствующих критическим перепадам давлений на дроссельных шайбах 18, 19, после чего остаются постоянными.When throttling the engine thrust by reducing the flow cross sections of the throttles 5, 6 by electric drives 7, 8, the fuel component consumption in the chamber decreases, their pressure at the inlet to the nozzle head 2 of the chamber 1 and the pressure drops across the nozzles fall. Upon reaching the throttle degree, at which the differential pressure on the nozzles is insufficient for high-quality atomization and mixing of the fuel components, as a result of which the completeness of their combustion in the chamber and the specific impulse of the chamber decrease (this throttle degree is determined experimentally), an electric voltage is applied to the solenoid valve 20. The solenoid valve 20 opens , gas from the control pneumatic lines 11 enters the pipelines 14, 15 and through the throttle washers 18, 19 and check valves 16, 17 in the cavity of the emulsifiers 12, 13. Expiring h Cutting microscopic perforations in the walls of emulsifiers, the gas is crushed under the action of surface tension forces of the liquid fuel components into bubbles with a diameter ~ 2 times the size of the perforation and mixed with the liquid fuel components, as a result of which homogeneous oxidizing agent and fuel emulsions are created in lines 3 and 4 which enter the corresponding cavities of the nozzle head 2 and further into the nozzles of the oxidizer and the combustor 1. In this case, the pressure drops on the nozzles increase approximately proportionally a void fraction of gas in emulsions fuel components. With further throttling of the engine thrust by reducing the flow rate of the fuel components into the chamber 1 of their pressure at the inlets of the nozzle head 2, in the lines 3, 4, and also in the cavities of the emulsifiers 12, 13 decrease, the pressure drops on the throttle washers 18, 19 increase, and the mass flow rates of gas through throttle washers and emulsifiers 12, 13 in line 3, 4 due to an increase in pressure drops at constant gas pressure at the inlet of the throttle washers 18, 19 increase to values corresponding to critical pressure drops on throttle washers 18, 19, after which they remain constant.

В результате при дросселировании тяги двигателя уменьшением расходов компонентов топлива относительное объемное газосодержание в эмульсиях окислителя и горючего, поступающих в форсунки камеры 1, возрастает (из-за увеличения массового расхода газа, а также из-за падения давления компонентов топлива), что приводит к уменьшению их плотностей, увеличению перепадов давлений на форсунках, повышению качества распыла компонентов топлива, их смешиванию в камере с сопутствующим увеличением полноты сгорания и, соответственно, удельного импульса камеры при высоких степенях дросселирования тяги двигателя, а также исключает развитие негативных процессов, возникающих при недостаточных для качественного распыла компонентов топлива перепадах давления на форсунках, увеличивая тем самым возможную степень дросселирования тяги двигателя.As a result, when the engine throttle is throttled by a decrease in the consumption of fuel components, the relative volumetric gas content in the emulsions of the oxidizer and fuel entering the nozzles of the chamber 1 increases (due to an increase in the mass flow rate of the gas, as well as due to a drop in the pressure of the fuel components), which leads to a decrease their densities, an increase in the pressure drops across the nozzles, an increase in the quality of the atomization of the fuel components, their mixing in the chamber with a concomitant increase in the completeness of combustion and, accordingly, the specific impulse the chamber at high degrees of throttle thrust of the engine, and also eliminates the development of negative processes that occur when pressure drops on the nozzles are insufficient for high-quality atomization of the fuel components, thereby increasing the possible degree of throttling of the engine thrust.

Так, расчетная оценка показывает, что использование предлагаемого способа дросселирования позволит увеличить степень дросселирования тяги двигателя посадочной платформы РКК «Луна-16» с трех до семи при относительном объемном содержании газа в эмульсиях компонентов топлива ϕ=0,9 и перепадах давлений на форсунках ΔР=4,73 атм на режиме минимальной тяги (вместо перепада давления ≈0,48 ата, в случае прототипа, при котором распыл компонентов топлива форсунками отсутствует), что обеспечивает достаточно высокий удельный импульс камеры и двигателя.Thus, a calculated estimate shows that the use of the proposed throttling method will increase the throttle throttle of the engine of the RSC Luna-16 landing platform from three to seven with a relative volumetric gas content in the emulsions of the fuel components ϕ = 0.9 and pressure drops on the nozzles ΔР = 4.73 atm at minimum thrust (instead of a pressure drop of ≈0.48 atm, in the case of a prototype in which there is no atomization of fuel components by nozzles), which provides a sufficiently high specific impulse of the chamber and engine.

Claims

A method of throttling a thrust of a liquid propellant rocket engine based on a reduction in the mass flow rate of the fuel components into a chamber with unregulated nozzles, characterized in that after reducing the mass flow rate of the fuel components below the preset values, gas is supplied to the cavity of the power supply pipes of the chamber at the entrances to the nozzle head of the chamber and mix it with liquid fuel components, creating homogeneous finely dispersed emulsions of fuel components, the relative volumetric gas contents of which increase They increase with the degree of throttling of the thrust.