RU2506444C1

RU2506444C1 - Liquid propellant rocket

Info

Publication number: RU2506444C1
Application number: RU2012121131/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Фролович Ефимочкин; Константин Иванович Вовчаренко; Александр Владимирович Елисеев
Original assignee: Александр Фролович Ефимочкин; Константин Иванович Вовчаренко; Александр Владимирович Елисеев
Priority date: 2012-05-22
Filing date: 2012-05-22
Publication date: 2014-02-10
Also published as: RU2012121131A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to jet machinery. Liquid-propellant engine comprises engine chamber, turbine, fuel pump and jet pre-pump and differs from known designs in that jet pre-pump injection nozzle communicates with turbine inlet or outlet or with chamber cooling circuit.

EFFECT: higher efficiency of jet pre-pumps.

3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to rocket propulsion and can be used to create liquid rocket engines (LRE).

Одной из основных задач, стоящих при проектировании ЖРД, является создание, возможно, простой конструкции в сочетании с высокими энергетическими характеристиками.One of the main challenges facing in the design of a liquid fuel rocket engine is to create, possibly, a simple design in combination with high energy characteristics.

Большинство современных ЖРД выполняются с турбонасосной системой подачи топлива, причем для обеспечения необходимых кавитационных запасов основных лопастных насосов применяют дополнительные насосы малой напорности, которые устанавливаются перед основными насосами (преднасосы).Most modern liquid propellant rocket engines are made with a turbopump fuel supply system, and additional low-pressure pumps that are installed in front of the main pumps (pre-pumps) are used to provide the necessary cavitation reserves of the main vane pumps.

В российской практике наиболее часто применяют в качестве преднасосов лопастные насосы осевого или оседиагонального типа с винтовой нарезкой лопастей (шнеков), которые монтируются на одном валу с основным рабочим колесом насоса и входят, таким образом, в состав турбонасосного агрегата. Однако для быстроходных современных насосов предвключенного шнека бывает недостаточно, и тогда применяют автономно работающий преднасос лопастного типа, работающий от гидравлической или газовой турбины или струйный преднасос типа «жидкость-жидкость» - прототип. Струйные преднасосы широко применяются на двигателях разработки 1960-1970 годов (см. «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», Г.Г.Гахун и др., Москва, Машиностроение, 1989 г., стр.224, 225). К преимуществам струйных преднасосов (их иногда называют эжекторами или инжекторами) является их конструктивная простота и надежность в работе. К недостаткам следует отнести низкий коэффициент полезного действия, из-за чего требуются относительно большие расходы высоконапорной активной жидкости, отбираемой после основных насосов, что сказывается отрицательным образом на общем мощностном балансе турбонасосного агрегата. Например, для создания напора в 4-5 атм для компонента топлива, подаваемого на вход основного насоса, на сопла струйного преднасоса нужно подать высоконапорной жидкости с давлением порядка 300 атм в количестве, составляющем порядка 15-20% от расхода компонента топлива, подаваемого в камеру сгорания. Этот недостаток стал препятствием к использованию струйных преднасосов в конструкциях современных ЖРД, отличающихся предельно высокими уровнями удельных параметров.In Russian practice, the most often used as pre-pumps are axial or osediagonal-type vane pumps with screw cutting of blades (screws), which are mounted on the same shaft as the main impeller of the pump and, therefore, are part of the turbopump assembly. However, for modern high-speed pumps, an upstream auger is not enough, and then a stand-alone vane type pre-pump operating from a hydraulic or gas turbine or a liquid-liquid jet pre-pump is used - a prototype. Inkjet pre-pumps are widely used on engines developed in 1960-1970 (see "Design and Design of Liquid Rocket Engines", GG Gakhun et al., Moscow, Mechanical Engineering, 1989, pp. 244, 225). The advantages of inkjet pre-pumps (sometimes called ejectors or injectors) are their structural simplicity and reliability. The disadvantages include a low efficiency, which requires relatively high consumption of high-pressure active fluid, taken after the main pumps, which negatively affects the overall power balance of the turbopump. For example, to create a pressure of 4-5 atm for the fuel component fed to the inlet of the main pump, high-pressure fluid with a pressure of about 300 atm in an amount of about 15-20% of the flow rate of the fuel component supplied to the chamber must be supplied to the nozzles of the jet pre-pump combustion. This drawback has become an obstacle to the use of jet pre-pumps in the designs of modern liquid-propellant rocket engines, characterized by extremely high levels of specific parameters.

Целью предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков двигателей, использующих струйные преднасосы, а именно, повысить эффективность струйных преднасосовThe aim of the invention is to eliminate the noted disadvantages of engines using inkjet pre-pumps, namely, to increase the efficiency of ink-jet pre-pumps

Поставленная цель достигается тем, что в жидкостных ракетных двигателях, содержащих камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос с соплом впрыска, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено с входом, или выходом из турбины или с трактом охлаждения камеры.The goal is achieved in that in liquid rocket engines containing an engine chamber, a turbine, a fuel pump and an upstream jet pre-pump with an injection nozzle, according to the invention, the injection pre-pump nozzle is communicated with an entrance or exit from the turbine or with the cooling chamber of the chamber .

В этом случае эффективность струйного преднасоса существенно возрастает за счет более высокой адиабатической работы газа на соплах по сравнению с адиабатической работой жидкости при одних и тех же срабатываемых перепадах давлений на соплах. Например, при срабатывании перепада давления в 300 атм. на соплах струйного преднасоса для создания напора в пассивном потоке в 4 атм. (при входном давлении 4 атм и к.п.д., равном 7%, рабочее тело - водород) требуется:In this case, the efficiency of the jet pre-pump increases significantly due to the higher adiabatic work of the gas at the nozzles compared to the adiabatic work of the liquid at the same triggered pressure drops on the nozzles. For example, when a differential pressure of 300 atm is triggered. on the nozzles of the jet pre-pump to create a pressure in the passive flow of 4 atm. (at an inlet pressure of 4 atm and an efficiency of 7%, the working fluid is hydrogen):

для преднасоса «жидкость-жидкость» расход активной жидкости, равный 19% от общего расхода в насос;for the pre-pump "liquid-liquid" the flow rate of the active fluid, equal to 19% of the total flow rate to the pump;

для преднасоса «газ-жидкость» (температура газа 300 К) - 3% общего расхода.for the pre-pump "gas-liquid" (gas temperature 300 K) - 3% of the total flow.

Следует при этом иметь в виду, что для нормальной работы основного насоса ТНА рабочий газ струйного преднасоса должен полностью сконденсироваться в пассивном потоке, а подогрев пассивного потока, вызванный конденсацией пара, не должен ухудшить показатели кавитационного срыва основного насоса. Это может быть достигнуто при условии, что в качестве рабочего газа используются пары компонента топлива и при ограничении соотношения расходов активного пара и пассивной жидкости при заданных температуре и давлении.It should be borne in mind that for the normal operation of the main TNA pump, the working gas of the jet pre-pump must completely condense in the passive stream, and the heating of the passive stream caused by steam condensation should not degrade the cavitation stall of the main pump. This can be achieved provided that the vapor of the fuel component is used as the working gas and by limiting the ratio of the flow rates of active steam and passive liquid at a given temperature and pressure.

Поскольку в подавляющем большинстве практических случаев требуется небольшое приращение давления, создаваемого преднасосом, то вышесказанные ограничительные условия должны выполняться практически для всех используемых при эксплуатации легко газифицируемых компонентов топлива: жидкого водорода, сжиженного природного газа, жидкого кислорода, азотного тетраоксида.Since in the vast majority of practical cases a small increment of the pressure created by the pre-pump is required, the above limiting conditions should be satisfied for almost all easily gasified fuel components used in the operation: liquid hydrogen, liquefied natural gas, liquid oxygen, nitric tetraoxide.

Оптимальным вариантом будет вариант использования в качестве активного рабочего тела чистого пара компонента топлива, способного к полной конденсации на выходе струйного насоса. Однако возможен и вариант использования продуктов сгорания при большом избытке одного из компонентов топлива (продукты сгорания содержат кроме паров компонента топлива и другие газы в небольших количествах, например, водяного пара, углекислоты). В этом случае, если в качестве компонента топлива рассматривать криогенный продукт (например, жидкий водород или кислород), небольшие примеси будут кристаллизоваться и не оказывать существенного влияния на работу основного насоса ТНА.The best option would be to use as an active working fluid a pure steam fuel component capable of complete condensation at the outlet of the jet pump. However, it is possible to use combustion products with a large excess of one of the fuel components (the combustion products contain, in addition to the fuel component vapors, and other gases in small quantities, for example, water vapor, carbon dioxide). In this case, if a cryogenic product (for example, liquid hydrogen or oxygen) is considered as a fuel component, small impurities will crystallize and will not have a significant effect on the operation of the main TNA pump.

Предлагаемое изобретение в варианте, когда сопло впрыска струйного преднасоса сообщено с выходом из турбины (т.е. когда используются выхлопные газы), иллюстрируется схемой двигателя, приведенной на фиг.1. The present invention in the embodiment when the injection nozzle of the jet pre-pump is in communication with the exit of the turbine (i.e. when exhaust gases are used) is illustrated by the engine diagram shown in Fig. 1.

На фиг.1 представлены:Figure 1 presents:

1. Камера двигателя.1. The engine chamber.

2. Газогенератор.2. The gas generator.

3. Насос горючего.3. Fuel pump.

4. Насос окислителя4. The oxidizer pump

5. Турбина.5. The turbine.

6. Входная магистраль горючего.6. Entrance line of fuel.

7. Струйный преднасос.7. Inkjet pre-pump.

8. Сопла впрыска.8. Injection nozzles.

9. Магистраль отбора.9. Highway selection.

Двигатель, представленный на фиг.1, состоит из камеры 1, газогенератора 2, насоса горючего 3, насоса окислителя 4, турбины 5. Газогенератор 2 сообщен с турбиной 5 и далее с камерой 1. Насос горючего 3 сообщен с камерой 1 и с газогенератором 2. Входная магистраль горючего 6 представляет собой трубопровод, по которому поступает горючее в насос 3, а входная магистраль окислителя представляет собой струйный преднасос 7, по которому окислитель подается в насос 4. Сопла впрыска 8 преднасоса питаются по магистрали отбора 9, сообщенной с выходом из турбины 5.The engine shown in Fig. 1 consists of a chamber 1, a gas generator 2, a fuel pump 3, an oxidizer pump 4, and a turbine 5. The gas generator 2 is connected to the turbine 5 and further to the chamber 1. The fuel pump 3 is connected to the chamber 1 and to the gas generator 2 The fuel inlet line 6 is a pipeline through which fuel enters the pump 3, and the oxidizer inlet line is a jet pre-pump 7, through which the oxidizer is supplied to the pump 4. The injection nozzles 8 of the pre-pump are fed through a selection line 9, connected to the turbine exit 5.

Двигатель, представленный на фиг.1, работает следующим образом. Компоненты топлива (например, жидкий кислород в качестве окислителя и жидкий водород в качестве горючего) поступают в двигатель. Окислитель проходит струйный преднасос 7, где получает небольшое приращение давления. Преднасос горючего в данной схеме отсутствует. Компоненты топлива поступают в основные насосы 3 и 4, где создается основной напор, и далее окислитель подается полным расходом в газогенератор 2, где он газифицируется за счет тепла, выделяемого при сгорании в нем небольшого количества горючего, подаваемого из насоса. Газифицированный окислитель, состоящий в данном случае, в основном из паров кислорода и небольшого количества паров воды, поступает на турбину 5, приводя ее во вращение, и далее в камеру сгорания 1, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда основным расходом из насоса горючего 3. Часть продуктов сгорания отбирается после турбины и подается под избыточным давлением на сопла впрыска 8 струйного преднасоса 7, где газ при срабатывании перепада давления разгоняется и, взаимодействуя с жидкостью основного потока, отдает ей свою кинетическую энергию, вследствие чего основной поток жидкости приобретает приращение напора. В данном варианте при работе двигателя газ, пройдя сопла преднасоса, конденсируется не полностью, а с остатками водяного пара, который кристаллизуется и в общем потоке с концентрацией кристаллов льда порядка 0,5-0,6% поступает на вход в насос 4 и далее согласно схеме фиг.1. На фиг.2 изображена схема ЖРД, где в отличие от схемы, изображенной на фиг.1, сопло впрыска струйного преднасоса сообщено с входом в турбину 5 трубопроводом 9. Состав агрегатов и их обозначения те же, что и на фиг.1.The engine shown in FIG. 1 operates as follows. Fuel components (for example, liquid oxygen as an oxidizing agent and liquid hydrogen as fuel) enter the engine. The oxidizing agent passes the jet pre-pump 7, where it receives a small increment of pressure. The fuel pre-pump in this circuit is absent. The fuel components enter the main pumps 3 and 4, where the main pressure is created, and then the oxidizer is supplied at full consumption to the gas generator 2, where it is gasified by the heat generated by the combustion of a small amount of fuel supplied from the pump. The gasified oxidizing agent, which in this case consists mainly of oxygen vapor and a small amount of water vapor, enters the turbine 5, turning it into rotation, and then into the combustion chamber 1, where it reacts with the fuel, the main flow coming from fuel pump 3. Part of the combustion products is taken after the turbine and is supplied under excess pressure to the injection nozzles 8 of the jet pre-pump 7, where the gas accelerates when the differential pressure is triggered and, interacting with the mainstream fluid, gives it its kinetic energy, as a result of which the main fluid flow acquires an increase in pressure. In this embodiment, when the engine is running, the gas, having passed the nozzles of the pre-pump, does not condense completely, but with the remnants of water vapor, which crystallizes and enters the pump 4 in the total flow with an ice crystal concentration of the order of 0.5-0.6% and then, according to scheme of figure 1. Figure 2 shows the scheme of the liquid propellant rocket engine, where, in contrast to the scheme shown in figure 1, the injection nozzle of the jet pre-pump is communicated with the entrance to the turbine 5 by pipeline 9. The composition of the units and their designations are the same as in figure 1.

Предлагаемое изобретение в варианте использования преднасоса, сообщенного с трактом охлаждения камеры, иллюстрируется схемой ЖРД, приведенной на фиг.3. The invention in an embodiment of the use of a pre-pump in communication with the cooling path of the chamber is illustrated by the LRE diagram shown in FIG. 3.

На фиг.3 представлены:Figure 3 presents:

1. Камера двигателя.1. The engine chamber.

3. Насос горючего.3. Fuel pump.

4. Насос окислителя.4. The oxidizer pump.

5. Турбина.5. The turbine.

8. Сопла впрыска.8. Injection nozzles.

9. Магистраль отбора.9. Highway selection.

10. Входная магистраль окислителя.10. The input line of the oxidizing agent.

12. Штуцер отбора.12. The union of selection.

13. Струйный преднасос.13. Inkjet pre-pump.

14. Охлаждающий тракт камеры.14. The cooling path of the camera.

15. Магистраль подвода.15. The supply line.

16. Магистраль отвода.16. Trunk line.

Двигатель, представленный на фиг.3, состоит из камеры 1, насоса горючего 3, насоса окислителя 4, турбины 5. Турбина соединена магистралью подвода 15 с охлаждающим трактом камеры, выход из турбины соединен с камерой магистралью отвода 16. Входная магистраль окислителя 10 представляет собой трубопровод, по которому окислитель подается в насос 4 и далее в камеру 1. Входная магистраль горючего представляет собой струйный преднасос 13, который подает горючее на вход в насос 3. Сопло впрыска 8 струйного преднасоса 13 сообщено с трактом охлаждения камеры через магистраль отбора 9 и штуцером отбора 12, расположенного на охлаждающем тракте камеры.The engine shown in Fig. 3 consists of a chamber 1, a fuel pump 3, an oxidizer pump 4, and a turbine 5. The turbine is connected by a supply line 15 to the cooling path of the chamber, the outlet of the turbine is connected to the camera by a discharge line 16. The input oxidizer line 10 is the pipeline through which the oxidizing agent is supplied to the pump 4 and then to the chamber 1. The input fuel line is a jet pre-pump 13, which supplies fuel to the inlet to the pump 3. The injection nozzle 8 of the jet pre-pump 13 is in communication with the chamber cooling path cut the selection line 9 and the fitting 12, located on the cooling path of the chamber.

Двигатель, представленный на фиг.3, работает следующим образом. Компоненты топлива (например, жидкий кислород в качестве окислителя и жидкий водород в качестве горючего) поступают в двигатель. Горючее проходит струйный преднасос 13, где получает небольшое приращение давления. Окислитель поступает по входной магистрали окислителя 10. Преднасос окислителя в данной схеме отсутствует. Компоненты топлива поступают в основные насосы 3 и 4, где создается основной напор, и далее окислитель подается полным расходом в камеру 1, где он вступает в реакцию горения с парообразным горючим, поступающим туда основным расходом из насоса горючего 3 через охлаждающий тракт камеры 14, турбину 5 и магистраль отвода 16.The engine shown in FIG. 3 operates as follows. Fuel components (for example, liquid oxygen as an oxidizing agent and liquid hydrogen as fuel) enter the engine. The fuel passes the jet pre-pump 13, where it receives a small increment of pressure. The oxidizing agent enters through the input line of the oxidizing agent 10. There is no oxidizing agent pre-pump in this circuit. The components of the fuel enter the main pumps 3 and 4, where the main pressure is created, and then the oxidizer is supplied at full flow rate to chamber 1, where it enters the combustion reaction with vapor fuel, which enters there the main flow rate from the fuel pump 3 through the cooling path of chamber 14, the turbine 5 and branch pipe 16.

Из тракта охлаждения камеры газифицированное горючее в виде чистых паров, в данном случае водорода, частично отбирается через штуцер отбора 12 и по магистрали отбора 9 подается под избыточным давлением на сопла впрыска 8 струйного преднасоса 13, где пар при срабатывании перепада давления разгоняется и, взаимодействуя с жидкостью основного потока, отдает ей свою кинетическую энергию, вследствие чего основной поток жидкости приобретает приращение напора. При контакте с жидкостью пар охлаждается, конденсируется и далее совместным потоком поступает в насос горючего 3.Gasified fuel in the form of pure vapors, in this case hydrogen, is partially taken out of the cooling path of the chamber through the bleed nipple 12 and is fed under pressure to the injection nozzles 8 of the jet pre-pump 13, where the vapor accelerates when the differential pressure is triggered and, interacting with the liquid of the main stream, gives it its kinetic energy, as a result of which the main stream of the liquid acquires an increment of pressure. Upon contact with the liquid, the steam cools, condenses, and then flows into the fuel pump 3 together with a joint stream.

Таким образом, использование предлагаемого изобретения позволит улучшить внутреннюю энергетику ЖРД, упростить конструкцию и тем самым повысить его эксплуатационные показатели (ресурс, экономичность и надежность).Thus, the use of the invention will improve the internal energy of the liquid propellant rocket engine, simplify the design and thereby increase its operational performance (resource, efficiency and reliability).

Claims

A liquid rocket engine comprising an engine chamber, a turbine, a fuel pump and an inlet jet pre-pump with an injection nozzle, characterized in that the injection nozzle of the jet pre-pump is communicated with an entrance or exit from the turbine, or with a cooling path of the chamber.