RU2196917C1

RU2196917C1 - Liquid-propellant rocket engine chamber

Info

Publication number: RU2196917C1
Application number: RU2002102796A
Authority: RU
Inventors: А.М. Губертов; В.В. Миронов; Н.А. Давыденко; Ю.М. Кочетков; Б.А. Соколов; В.Г. Хаспеков; А.В. Межевов; М.И. Соколовский; Г.А. Зыков
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша"
Priority date: 2002-02-06
Filing date: 2002-02-06
Publication date: 2003-01-20

Abstract

FIELD: liquid-propellant rocket engines. SUBSTANCE: liquid-propellant rocket engine chamber is provided with regenerative cooling system, propulsive jet nozzle and head which is coupled with nozzle without change in nozzle configuration. Longitudinal contour of head is made over curve described by third-degree polynomial. Thickness of wall of this head is determined as δ_wall = k•δ_chem,, where k is coefficient of margin of material in thickness taking into account amount of gas permeability of material; δ_chem is depth of chemical fracture of material determined depending on temperature of combustion products and concentration of oxygen- containing compounds in combustion products taking into account thermal boundary layer (thermal screen) which was formed near wall of nozzle. EFFECT: improved power characteristics; reduced mass and overall dimensions; low cost. 1 dwg

Description

Изобретение относится к камерам ракетных двигателей на жидком топливе, которые включают в свою конструкцию реактивные сопла, геометрическая степень расширения которых увеличивается без изменения конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Камера с соплом большой степени расширения потока ЖРД предназначена для повышения удельной тяги существующих ЖРД и может быть использована в космических аппаратах, разгонных блоках, средствах выведения для доставки полезного груза в космическое пространство. The invention relates to chambers of rocket engines using liquid fuel, which include jet nozzles in their design, the geometric degree of expansion of which increases without changing the design of a liquid rocket engine (LRE). A chamber with a nozzle of a large degree of expansion of the LRE flow is designed to increase the specific thrust of existing LRE and can be used in spacecraft, booster blocks, launch vehicles for delivering payload to outer space.

Известен двигатель RL10B-2, который имеет сопло, состоящее из двух частей: одна часть имеет регенеративную систему охлаждения, вторая часть формируется радиационно-охлаждаемыми насадками в виде конуса из углерод-углеродного композиционного материала. (См. R.A.ELLIS et al., Testing of the RL10B-2 Carbon-Carbon Nozzle Extension, AIAA Paper, 98-3363). Known engine RL10B-2, which has a nozzle consisting of two parts: one part has a regenerative cooling system, the second part is formed by radiation-cooled nozzles in the form of a cone of carbon-carbon composite material. (See R.A.ELLIS et al., Testing of the RL10B-2 Carbon-Carbon Nozzle Extension, AIAA Paper, 98-3363).

В этом устройстве газодинамический контур формируется в виде профилированного участка в зоне регенеративного охлаждения и в виде прямого кругового конуса в зоне радиационного охлаждения. Однако использование конического контура сопла по сравнению с профилированным, как известно из теории ЖРД, обладает большей длиной, массой и поверхностью, омываемой продуктами сгорания. In this device, the gas-dynamic circuit is formed in the form of a profiled section in the regenerative cooling zone and in the form of a direct circular cone in the radiation cooling zone. However, the use of the conical contour of the nozzle in comparison with the profiled, as is known from the theory of LRE, has a greater length, mass and surface washed by the combustion products.

Предлагаемое изобретение решает задачу повышения энергетических характеристик существующих ЖРД при одновременном снижении массы конструкции, габаритов и значительном снижении стоимости реализации по сравнению с вновь создаваемыми ЖРД, обеспечивающими такой же уровень характеристик. The present invention solves the problem of increasing the energy characteristics of existing rocket engines with a simultaneous reduction in the mass of the structure, dimensions and a significant reduction in the cost of sales compared with the newly created rocket engines, providing the same level of performance.

Для достижения заявленного технического результата в камере жидкостного ракетного двигателя с регенеративной системой охлаждения, включающей реактивное сопло и насадок, насадок (стационарный или сдвигаемый) выполнен профилированным и радиационно-охлаждаемым с отбортовкой, смещенной по отношению к его профилированной части, и пристыкован к соплу, входящему в состав камеры жидкостного ракетного двигателя, без изменения исходной конфигурации сопла. При этом продольный контур насадка выполнен по кривой, описываемой полиномом третьей степени, а толщина стенки насадка определена как δ_ст = k•δ_хим, где k - коэффициент запаса материала по толщине, учитывающий величину газопроницаемости материала, δ_хим - глубина химического разрушения материала, определяемая исходя из температуры продуктов сгорания и концентрации кислородосодержащих соединений в продуктах сгорания с учетом теплового пограничного слоя (тепловой завесы), ранее сформировавшегося вблизи стенки сопла.To achieve the claimed technical result, in the chamber of a liquid-propellant rocket engine with a regenerative cooling system, including a jet nozzle and nozzles, nozzles (stationary or movable) are made profiled and radiation-cooled with a flange displaced with respect to its profiled part and docked to the nozzle entering in the composition of the chamber of a liquid rocket engine, without changing the initial configuration of the nozzle. In this case, the longitudinal contour of the nozzle is made according to a curve described by a polynomial of the third degree, and the wall thickness of the nozzle is defined as δ _st = k • δ _chemical , where k is the safety factor of the material taking into account the gas permeability of the material, δ _chemical is the depth of the chemical destruction of the material, determined on the basis of the temperature of the combustion products and the concentration of oxygen-containing compounds in the combustion products, taking into account the thermal boundary layer (thermal curtain) previously formed near the nozzle wall.

Главный отличительный признак предлагаемого изобретения - использование в конструкции ЖРД существующего готового сопла, что значительно снижает стоимость реализации камеры ЖРД по сравнению с вновь создаваемыми. The main distinguishing feature of the present invention is the use of the existing finished nozzle in the design of the LRE, which significantly reduces the cost of selling the LRE chamber compared to the newly created.

Насадок, выполненный профилированным и радиационно-охлаждаемым с отбортовкой, смещенной по отношению к его профилированной части, и пристыкованный к соплу, входящему в состав камеры жидкостного ракетного двигателя, без изменения исходной конфигурации сопла, позволяет увеличить энергетические характеристики ЖРД при значительном снижении стоимости реализации по сравнению с вновь создаваемыми ЖРД, обеспечивающими такой же уровень характеристик. Nozzles made by profiled and radiation-cooled with a flange displaced with respect to its profiled part and docked to the nozzle included in the chamber of a liquid propellant rocket engine without changing the initial configuration of the nozzle can increase the energy characteristics of the liquid propellant rocket engine with a significant reduction in implementation cost compared with newly created LREs providing the same level of performance.

Выполнение продольного контура насадка по кривой, описываемой полиномом третьей степени, позволяет уменьшить габариты насадка по сравнению с прямым круговым конусом. The longitudinal contour of the nozzle along the curve described by the polynomial of the third degree, allows to reduce the dimensions of the nozzle in comparison with a straight circular cone.

Использование при определении толщины стенки насадка произведения δ_ст = k•δ_хим позволяет уменьшить массу насадка, а следовательно, камеры сгорания и ЖРД в целом.The use of the product δ _st = k • δ _chemical when determining the wall thickness of the nozzle makes it possible to reduce the mass of the nozzle and, consequently, the combustion chamber and LRE as a whole.

На чертеже показана камера ЖРД с регенеративной системой охлаждения, где 1 - сопло, 2 - профилированный радиационно-охлаждаемый насадок, 3 - отбортовка, 4 - стенка насадка. The drawing shows a LRE chamber with a regenerative cooling system, where 1 is a nozzle, 2 is a profiled radiation-cooled nozzle, 3 is a flare, 4 is a nozzle wall.

Предложенная камера ЖРД содержит сопло 1, к которому пристыкован (стационарный или сдвигаемый) спрофилированный радиационно-охлаждаемый насадок 2 с отбортовкой 3. Насадок спроектирован из условия минимизации суммарных потерь удельного импульса тяги с учетом потерь на участке сопла с регенеративной системой охлаждения. The proposed LRE chamber contains a nozzle 1 to which a profiled radiation-cooled nozzle 2 with flanging 3 is docked (stationary or movable) 3. The nozzle is designed to minimize the total loss of specific thrust impulse taking into account losses in the nozzle section with a regenerative cooling system.

Контур насадка может быть монотонным либо с перегибом в зависимости от вида граничных условий на входе и на выходе из насадка и от количества разрывов контура (при применении сдвигаемых насадков). Расчеты, проведенные для двигателя с диаметром критического сечения d_кр=84 мм при давлении в камере сгорания 8,0 МПа, показали, что оптимальным углом на выходе из насадка является угол θ_кр ≈ 5^°. В расчете учитывались все виды потерь, характерные для ЖРД, в том числе потери из-за рассеяния ξ_p, трения ξ_тр и химической неравновесности ξ_хн. Суммарные потери ξ_Σ = ξ_p+ξ_тр+ξ_хн. Для контуров сопел, имеющих перегиб в области размещения углерод-углеродного насадка, изменение зависимости потерь на трение по длине насадка имеет немонотонный характер и может иметь максимум. Величина максимума зависит от кривой контура и, как следствие, от положительного градиента давления на стенке.The nozzle contour can be monotonous or with an inflection depending on the type of boundary conditions at the inlet and outlet of the nozzle and on the number of contour breaks (when using movable nozzles). The calculations performed for an engine with a critical section diameter d _cr = 84 mm at a pressure in the combustion chamber of 8.0 MPa showed that the angle θ _cr ≈ 5 ^{° is the} optimal angle at the nozzle exit. The calculation took into account all types of losses characteristic of LRE, including losses due to scattering ξ _p , friction ξ _tr and chemical nonequilibrium ξ _хн . Total losses ξ _Σ = ξ _p + ξ _tr + ξ _xn . For nozzle circuits having an inflection in the region of placement of the carbon-carbon nozzle, the change in the dependence of friction losses along the nozzle length is nonmonotonic and may have a maximum. The maximum value depends on the contour curve and, as a consequence, on the positive pressure gradient on the wall.

Таким образом, выбран наиболее практически реализуемый и проверенный экспериментально контур насадка, описываемый полиномом третьей степени. Thus, the most practicable and experimentally tested contour of the nozzle, described by a polynomial of the third degree, was chosen.

Выбор толщины стенки насадка δ_ст осуществляется исходя из механизма химического разрушения материала δ_хим, зависящего, в основном, от распределения приведенного коэффициента тепломассобмена, которое имеет монотонный и близкий к линейному закон изменения по длине контура сопла и концентрации кислородосодержащих соединений в продуктах сгорания топлива ЖРД.The choice of nozzle wall thickness δ _st is based on the chemical destruction mechanism of the material δ _chemical , which depends mainly on the distribution of the reduced heat and mass transfer coefficient, which has a monotonic and close to linear law of change along the length of the nozzle path and the concentration of oxygen-containing compounds in the products of the combustion rocket engine.

Введением коэффициента запаса материала по толщине k осуществляется учет величины газопроницаемости. Например, для рассмотренного выше примера толщина стенки насадка δ_ст = k•δ_хим = (1,3...1,6)•δ_хим. Коэффициент k запаса по толщине увеличивается по длине насадка, от минимального значения в районе максимального радиуса поперечного сечения до максимального значения в районе отбортовки (минимального радиуса поперечного сечения).By introducing the material safety factor over the thickness k, the gas permeability is taken into account. For example, for the above example, the wall thickness of the nozzle is δ _st = k • δ _chem = (1.3 ... 1.6) • δ _chem . The thickness coefficient k increases along the length of the nozzle, from the minimum value in the region of the maximum radius of the cross section to the maximum value in the flanging region (minimum radius of the cross section).

Claims

A chamber of a liquid-propellant rocket engine with a regenerative cooling system, comprising a jet nozzle and nozzles, characterized in that the nozzle (stationary or movable) is made profiled and radiation-cooled with a flange displaced with respect to its profiled part, and docked to the nozzle included in the composition chambers of a liquid-propellant rocket engine, without changing the initial configuration of the nozzle, moreover, the longitudinal contour of the nozzle is made according to a curve described by a polynomial of the third degree, and the wall thickness of the nozzle is op Yedelev how δ _v = k • δ _xim where k - the coefficient of stock material thickness, taking into account the value of gas permeability material, δ _xim - depth of chemical degradation of the material, determined based on the temperature of the combustion products and the concentration of oxygen-containing compounds in the combustion products with the thermal boundary layer (thermal curtain), previously formed near the nozzle wall.