RU2119081C1

RU2119081C1 - Engine for liquid-propellant rocket power plant

Info

Publication number: RU2119081C1
Application number: RU96121673/06A
Authority: RU
Inventors: Аркадий Алексеевич Бахмутов; Владислав Тимофеевич Буканов; Игорь Алексеевич Клепиков; Владимир Иосифович Прищепа
Original assignee: Аркадий Алексеевич Бахмутов; Владислав Тимофеевич Буканов; Игорь Алексеевич Клепиков; Владимир Иосифович Прищепа
Priority date: 1996-11-06
Filing date: 1996-11-06
Publication date: 1998-09-20

Abstract

FIELD: rocketry. SUBSTANCE: engine has chamber 1, service pipe lines 14 and turbopump unit (2,3,4) which is located in propellant tank. Mounted on head of chamber is hinged suspension 11 with flexible branch pipe 11a. According to first version, chamber with hinged suspension is separated from turbopump unit by means of load-bearing casing 16 with mounting envelope 17 which is part of engine construction and is used as bottom portion of propellant tank 17a. According to second version, suspension with chamber is separated from turbopump unit by means of load-bearing cap. Its edge is directed towards jet nozzle, mounting envelope 17 is secured to edge. EFFECT: improved energy and mass characteristics of engine and power plant as a whole. 3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к устройству двигателя для ракетной силовой установки жидкого топлива. The invention relates to rocket technology, and in particular, to an engine device for a rocket propulsion system for liquid fuel.

Известен двигатель для ракетной силовой установки жидкого топлива, содержащий камеру с форсуночной головкой и реактивный соплом, средства управления вектором тяги, расходные трубопроводы и турбонасосный агрегат, рассчитанный на размещение в топливном баке при монтаже двигателя на летательном аппарате - см. пат. США N 3145530, НКИ 60-225 (прототип изобретения). A known engine for a rocket propulsion system of liquid fuel, containing a chamber with a nozzle head and a jet nozzle, means of control of the thrust vector, flow pipelines and a turbopump, designed for placement in the fuel tank when mounting the engine on an aircraft - see US Pat. USA N 3145530, NKI 60-225 (prototype of the invention).

В известном двигателе отсутствуют специальные монтажные элементы для его установки на летательном аппарате: роль этих элементов выполняет реактивное сопло, которое при монтаже приваривается выходной кромкой к обечайке топливного бака. Поскольку реактивное сопло характеризуется сравнительно малой жесткостью и подвержено деформациям в рабочих условиях, то использование реактивного сопла в качестве монтажного элемента не гарантирует точного, фиксированного положения двигателя в составе летательного аппарата, что делает необходимым предусматривать запасы по управлению вектором тяги в ущерб результирующему удельному импульсу тяги. Далее, в известном двигателе-прототипе невозможно использовать шарнирный подвес камеры для управления вектором тяги, что приводит к необходимости применять другие устройства, весьма снижающие результирующий удельный импульс тяги. К указанным недостаткам известного двигателя добавляется нежелательный нагрев топливной массы, контактирующей в баке с нагретой стенкой камеры при работе двигателя, что может вызвать кавитацию соответствующего топливного насоса. Применение в известном двигателе конструкции камеры без регенеративного охлаждения (например, с тонкостенным металлическим сопловым насадком) требует использования теплозащитного кожуха, весьма усложняющего и утяжеляющего конструкцию двигателя. In the known engine there are no special mounting elements for its installation on the aircraft: the role of these elements is played by the jet nozzle, which, when mounted, is welded with the outlet edge to the side of the fuel tank. Since the jet nozzle is characterized by relatively low stiffness and is subject to deformation under operating conditions, the use of the jet nozzle as a mounting element does not guarantee an exact, fixed position of the engine in the aircraft, which makes it necessary to provide reserves for thrust vector control to the detriment of the resulting specific thrust impulse. Further, in the known prototype engine, it is impossible to use the hinged suspension of the camera to control the thrust vector, which leads to the need to use other devices that greatly reduce the resulting specific thrust impulse. To these disadvantages of the known engine is added undesirable heating of the fuel mass in contact with the heated wall of the chamber during operation of the engine, which can cause cavitation of the corresponding fuel pump. The use of a chamber structure in a known engine without regenerative cooling (for example, with a thin-walled metal nozzle nozzle) requires the use of a heat-shielding casing, which greatly complicates and aggravates the engine design.

Изобретение решает техническую задачу повышения результирующего удельного импульса тяги и снижения массы двигателя, т.е. улучшения его энерго-массовых характеристик. Поставленная задача решается тем, что в двигателе для ракетной силовой установки жидкого топлива, содержащем камеру с форсуночной головкой и реактивным соплом, средства управления вектором тяги, расходные трубопроводы и турбонасосный агрегат, рассчитанный на размещение в топливном баке при монтаже двигателя на летательном аппарате, - согласно одному варианту изобретения, - средства управления вектором тяги включают смонтированный на головке камеры шарнирный подвес с гибким патрубком, являющимся функциональной частью расходного трубопровода, и упомянутый шарнирный подвес вместе с камерой герметично отделены от турбонасосного агрегата силовым кожухом, к которому со стороны реактивного сопла прикреплена монтажная оболочка, входящая в конструкцию двигателя и одновременно являющаяся донной частью топливного бака силовой установки. Согласно другому варианту изобретения средства управления вектором тяги включают смонтированный вокруг камеры шарнирный подвес, и он вместе с камерой герметично отделен от турбонасосного агрегата силовым колпаком, к кроме которого, обращенной в сторону реактивного сопла, прикреплена монтажная оболочка, входящая в конструкцию двигателя и одновременно являющаяся донной частью топливного бака силовой установки. The invention solves the technical problem of increasing the resulting specific impulse of thrust and reducing the mass of the engine, i.e. improving its energy-mass characteristics. The problem is solved in that in the engine for a rocket propulsion system of liquid fuel containing a chamber with a nozzle head and a jet nozzle, thrust vector control means, flow pipelines and a turbopump designed to be placed in the fuel tank when the engine is mounted on an aircraft, according to one embodiment of the invention, the thrust vector control means include a hinged mount mounted on the camera head with a flexible pipe, which is a functional part of the flow tube wires, and the articulated suspension together with the chamber are hermetically separated from the turbopump unit by a power casing to which a mounting shell is attached from the side of the jet nozzle, which is part of the engine structure and at the same time is the bottom part of the fuel tank of the power plant. According to another embodiment of the invention, the thrust vector control means include a hinged suspension mounted around the chamber, and together with the chamber, it is hermetically separated from the turbopump assembly by a power cap, to which, besides, facing the jet nozzle, a mounting shell is attached, which is included in the engine structure and at the same time is the bottom part of the fuel tank of the power plant.

От применения изобретения ожидается технический результат, совпадающий с существом указанной выше решаемой технической задачи. From the application of the invention, a technical result is expected that coincides with the essence of the above technical problem being solved.

Изобретение поясняется при помощи фиг. 1 и 2, на которых предлагаемый двигатель представлен схематично в двух вариантах. Согласно первому варианту изобретения (фиг. 1) двигатель содержит камеру 1 с форсуночной головкой 1а и реактивным соплом 1б, турбонасосный агрегат, включающий смонтированные на общем валу насос горючего 2, насос окислителя 3 и турбину 4, которая приводится во вращение рабочим газом, вырабатываемым в газогенераторе 5 при сжигании расходуемого двигателем окислителя (например, жидкий кислород) и части горючего (например, жидкий метан); отработавший на турбине окислительный газ поступает по газоводу 6 в форсуночную головку камеры на дожигание с остальной частью горючего. Для подачи горючего в двигатель предусмотрен заборный патрубок 7 на входе в насос 2, после которого небольшая часть горючего поступает по трубопроводу 8 в газогенератор, а остальная часть поступает по трубопроводу 9 в тракт регенеративного охлаждения камеры, из которого подается в ее форсуночную головку. Подача окислителя в двигатель предусмотрен через входной патрубок 3а насоса 3, который питает вышеупомянутый газогенератор по трубопроводу 10. На форсуночной головке камеры смонтирован шарнирный подвес 11 для возможности поворота ее (при помощи не показанных на фиг. рулевых приводов) с целью управления вектором тяги двигателя. Шарнирный подвес содержит гибкий (сильфонный) патрубок 11а, являющийся функциональной частью газовода 6. На уровне размещения шарнирного подвеса трубопровод 9 также снабжен гибким (сильфонным) узлом 9а. Для возможности управления вектором тяги по крену двигатель снабжен соплами крена 12 и 13, питаемыми от газовода 6 по трубопроводу 14; поступление газа в сопла регулируется газораспределителем 15. Для возможности установки двигателя на летательном аппарате в нем предусмотрен расположенный вокруг шарнирного подвеса с соседней частью камеры силовой кожух (оболочка) 16, прикрепленный одной стороной к неподвижной части газовода 6. С противоположной стороны, то есть со стороны реактивного сопла камеры, к кожуху по кромке 16а прикреплена (приварена) монтажная оболочка 17 со свободным торцом 17а, обращенным к входу в двигатель. Входящая в конструкцию двигателя, указанная оболочка является одновременно донной частью топливного бака (горючего) силовой установки: при монтаже двигателя на летательном аппарате его стыкуют торцом 17а с обечайкой топливного бака, и по стыку производят сварку (очевидно, что входной патрубок 3а насоса окислителя 3 подсоединяют в питающему трубопроводу соответствующего бака). Таким образом, турбонасосный агрегат оказывается размещенным в топливном баке горючего, будучи герметично отделен от шарнирного подвеса 11 с камерой. The invention is illustrated using FIG. 1 and 2, in which the proposed engine is presented schematically in two versions. According to the first embodiment of the invention (Fig. 1), the engine comprises a chamber 1 with a nozzle head 1a and a jet nozzle 1b, a turbopump assembly including a fuel pump 2 mounted on a common shaft, an oxidizer pump 3 and a turbine 4, which is driven by a working gas generated in a gas generator 5 during combustion of an oxidizer consumed by the engine (for example, liquid oxygen) and part of the fuel (for example, liquid methane); the oxidizing gas exhausted on the turbine is fed through gas duct 6 to the nozzle head of the chamber for afterburning with the rest of the fuel. To supply fuel to the engine, an intake pipe 7 is provided at the inlet to the pump 2, after which a small part of the fuel enters through the pipeline 8 into the gas generator, and the rest enters through the pipeline 9 into the regenerative cooling path of the chamber, from which it is supplied to its nozzle head. The oxidizer is supplied to the engine through the inlet pipe 3a of the pump 3, which feeds the aforementioned gas generator through pipeline 10. A hinged suspension 11 is mounted on the nozzle head of the chamber to be able to rotate it (using steering gears not shown in Fig.) In order to control the engine thrust vector. The hinge suspension contains a flexible (bellows) pipe 11a, which is a functional part of the gas duct 6. At the level of placement of the hinge suspension, the pipe 9 is also equipped with a flexible (bellows) assembly 9a. To be able to control the thrust vector along the roll, the engine is equipped with roll nozzles 12 and 13, fed from the gas duct 6 through the pipe 14; the gas supply to the nozzles is regulated by the gas distributor 15. For the possibility of installing the engine on the aircraft, it has a power casing (shell) 16 located around the hinged suspension with the adjacent part of the chamber, attached to one side of the fixed part of the gas duct 6. From the opposite side, i.e. from the side the jet nozzle of the chamber, a mounting shell 17 is attached (welded) to the casing along the edge 16a with the free end 17a facing the engine inlet. Included in the engine design, this shell is at the same time the bottom part of the fuel tank (fuel) of the power plant: when the engine is mounted on an aircraft, it is joined by the end face 17a with the side of the fuel tank, and welding is performed at the joint (it is obvious that the inlet pipe 3a of the oxidizer pump 3 is connected in the supply pipe of the corresponding tank). Thus, the turbopump assembly is placed in the fuel tank of the fuel, being hermetically separated from the hinged suspension 11 with the camera.

Во втором варианте изобретения - согласно фиг. 2 - аналогичные первому варианту элементы двигателя обозначены прежними позициями. От описанного новый вариант двигателя отличается прежде всего устройством и расположением шарнирного подвеса 18: от смонтирован вокруг камеры, и они герметично отделены от турбонасосного агрегата силовым монтажным колпаком 19, который обращен кромкой (торцом) в сторону реактивного сопла камеры, и по этой кромке соединен с оболочкой 17. Представленный на фиг. 2 двигатель выполнен, в отличие от первого, по схеме без дожигания: камера рассчитана на питание горючим, поступающим из соответствующего насоса по трубопроводу 9 в тракт регенеративного охлаждения, и окислителем, поступающим из соответствующего насоса по трубопроводу 20 в форсуночную головку; указанные трубопроводы снабжены в районе шарнирного подвеса поворотными узлами 9' и 20', соответственно. Газогенератор 5 работает на небольшой части окислителя и горючего, расходуемых двигателем и поступающих по трубопроводу 10 и по трубопроводу 8 из соответствующих насосов. Вырабатываемый в газогенераторе восстановительный газ после прохождения турбины 4 поступает в выхлопной трубопровод 21, из которого посредством газораспределителя 15 распределяется по соплам крена (показано одно из них). In a second embodiment of the invention, as shown in FIG. 2 - engine elements similar to the first embodiment are denoted by the same positions. The new engine variant differs from the described one primarily in the arrangement and location of the hinged suspension 18: it is mounted around the chamber, and they are hermetically separated from the turbopump assembly by the power mounting cap 19, which faces (the end) towards the jet nozzle of the chamber, and is connected to this edge with cladding 17. Presented in FIG. 2, the engine is made, unlike the first, according to the scheme without afterburning: the chamber is designed to be supplied with fuel coming from the corresponding pump through pipeline 9 to the regenerative cooling path, and oxidizing agent coming from the corresponding pump through pipeline 20 to the nozzle head; these pipelines are provided in the area of the hinged suspension with rotary nodes 9 'and 20', respectively. The gas generator 5 operates on a small part of the oxidizer and fuel consumed by the engine and coming through the pipeline 10 and through the pipeline 8 from the corresponding pumps. The reducing gas generated in the gas generator after passing through the turbine 4 enters the exhaust pipe 21, from which, by means of the gas distributor 15, is distributed through the roll nozzles (one of them is shown).

Очевидно, что предлагаемый двигатель, как и его прототип, позволяет создать компактную силовую ракетную установку за счет возможности использования свободного пространства между двигательными агрегатами для размещения жидкого топлива. Вместе с тем предлагаемый двигатель имеет ряд существенных преимуществ по сравнению с прототипом. Так, в конструкции предлагаемого двигателя предусмотрено специальное монтажное средство в виде донной оболочки, скрепленной с окружающей камеру обечайкой, что гарантирует точную сборку силовой установки и последующее сохранение первоначального относительного положения двигателя в рабочих условиях, следовательно, обеспечивается необходимая начальная ориентация вектора тяги двигателя в полете летательного аппарата. Наряду с этим, предлагаемый двигатель содержит смонтированный на камере шарнирный подвес, позволяющий минимизировать потери энергии на управление вектором тяги. Наконец, упомянутая обечайка вокруг камеры, будучи частью силовой монтажной конструкции, одновременно герметично отделяет камеру от турбонасосного агрегата, препятствуя поступлению теплоты от работающей камеры в топливный бак силовой установки, следовательно, исключается возможная кавитация соответствующего топливного насоса без использования каких-либо теплоизоляционных чехлов. Резюмируя вышеизложенное, заключаем, что применение изобретения даст технический результат в виде улучшения энерго-массовых характеристик двигателя и силовой установки в целом. It is obvious that the proposed engine, as well as its prototype, allows you to create a compact power rocket launcher due to the possibility of using the free space between the engine units to accommodate liquid fuel. However, the proposed engine has several significant advantages compared to the prototype. So, in the design of the proposed engine, a special mounting tool is provided in the form of a bottom shell fastened with a shell surrounding the chamber, which ensures accurate assembly of the power plant and subsequent preservation of the initial relative position of the engine under operating conditions, therefore, the necessary initial orientation of the engine thrust vector in flight is ensured apparatus. Along with this, the proposed engine contains a hinged mount mounted on the camera, which allows to minimize energy loss for controlling the thrust vector. Finally, the aforementioned shell around the chamber, being part of the power installation structure, simultaneously seals the chamber from the turbopump, preventing heat from the working chamber from entering the fuel tank of the power plant, therefore, possible cavitation of the corresponding fuel pump without the use of any heat-insulating covers. Summarizing the above, we conclude that the application of the invention will give a technical result in the form of improving the energy-mass characteristics of the engine and the power plant as a whole.

Возвращаясь к описанию изобретения, отметим, что оно не исчерпывается иллюстрирующими конкретными фигурами. В частности, в первом варианте изобретения (фиг. 1) двигатель может выполняться по схеме без дожигания: на месте газовода 6 может располагаться высоконапорный расходный трубопровод топливного компонента, и, наоборот, во втором варианте изобретения (фиг. 2) двигатель может выполняться по схеме с дожиганием: на месте расходного трубопровода 20 может располагаться газовод отработавшего тела турбины. Шарнирный подвес может быть как двустепенным (карданным), так и одностепенным. Двигатель может содержать несколько камер, снабженных общим или собственными турбонасосными агрегатами: в этом случае каждая камера с ее шарнирным подвесом окружена собственной разделительной оболочкой (16,19), и все они прикреплены к общей донной оболочке 17; в такой многокамерной конструкции двигателя сопла крена могут не устанавливаться, а шарнирные подвесы могут выполняться двух- или одностепенными. Returning to the description of the invention, we note that it is not limited to illustrating specific figures. In particular, in the first embodiment of the invention (Fig. 1), the engine can be performed according to the scheme without afterburning: in place of the gas duct 6, a high-pressure flow line of the fuel component can be located, and, conversely, in the second embodiment of the invention (Fig. 2), the engine can be performed according to the scheme with afterburning: in place of the flow line 20, the gas duct of the exhaust turbine body may be located. The hinged suspension can be either two-stage (gimbal) or single-stage. The engine may contain several chambers equipped with a common or own turbopump units: in this case, each chamber with its hinged suspension is surrounded by its own dividing shell (16.19), and all of them are attached to a common bottom shell 17; in such a multi-chamber engine design, the roll nozzles may not be installed, and the hinged suspensions may be two- or single-stage.

Целесообразная область применения изобретения - двигатели для силовых ракетных установок жидкого топлива с утоплением турбонасосного агрегата в баке. A suitable field of application of the invention is engines for power rocket installations of liquid fuel with the drowning of a turbopump in a tank.

Claims

1. An engine for a rocket propulsion system of liquid fuel, comprising a chamber with a nozzle head and a jet nozzle, thrust vector control means, flow pipelines and a turbopump unit, designed for placement in the fuel tank when mounting the engine on an aircraft, characterized in that the vector control means the rods include a hinged mount mounted on the camera head with a flexible pipe, which is a functional part of the flow line, and said hinged suspension together with the camera They are hermetically separated from the turbopump assembly by a power casing, to which a mounting shell is attached from the side of the jet nozzle, which is part of the engine structure and at the same time is the bottom part of the fuel tank of the power plant.

2. An engine for a liquid propellant rocket propulsion system, comprising a chamber with a nozzle head and a jet nozzle, thrust vector control means, flow pipelines and a turbopump unit designed to be placed in the fuel tank when mounting the engine on an aircraft, characterized in that the vector control means the rods include an articulated hinge mounted around the chamber, and it, together with the chamber, is hermetically separated from the turbopump assembly by a power cap, to the edge of which is turned towards the reaction ivnogo nozzle assembly secured shell member to the engine and simultaneously a bottom of the fuel tank powerplant.