RU2386844C1 - Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation - Google Patents
Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2386844C1 RU2386844C1 RU2008150225/06A RU2008150225A RU2386844C1 RU 2386844 C1 RU2386844 C1 RU 2386844C1 RU 2008150225/06 A RU2008150225/06 A RU 2008150225/06A RU 2008150225 A RU2008150225 A RU 2008150225A RU 2386844 C1 RU2386844 C1 RU 2386844C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- pump
- gas generator
- combustion chamber
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многокамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и на двух видах горючего, например, на углеводородном горючем и жидком водороде. В качестве окислителя может использоваться жидкий кислород.The invention relates to rocket technology, specifically to multi-chamber liquid-propellant rocket engines made in a closed circuit, with afterburning of gas-generating gas, operating on an oxidizer and on two types of fuel, for example, hydrocarbon fuel and liquid hydrogen. Liquid oxygen may be used as an oxidizing agent.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use as part of space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of space vehicles, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine one shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The exit from the condenser through the coolant is connected to the inlet to the pump of one of the components. The output from the pump of the same component is communicated with the condenser inlet through the refrigerant line. The second input of the condenser is in communication with the output of the turbine. The output of the pump of the other component is communicated with the entrance to the combustion chamber.
Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The disadvantage of this engine is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.A known method of operation of the liquid propellant rocket engine and a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, and then discharge it into the nozzle head of the combustion chamber. Part of the flow rate of one of the fuel components is directed to the combustion chamber, and the remaining part is gasified and directed to turbines of turbopump units. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is not acceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine. In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. September 10, 2003, which contains a chamber, a turbopump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump is connected to an electric flow regulator.
Недостакок - двигатель предназначен для работы на двух компонентах.Drawback - the engine is designed to operate on two components.
Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Этот двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего, и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов, и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород) не являются самовоспламеняющимися.Known three-component rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2065985. This engine contains a combustion chamber, three TNA turbopump units intended for pumping an oxidizing agent, a first fuel and a second fuel, and a three-component gas generator. In this case, the engine can operate on one fuel or at the same time on two fuel. However, the engine has drawbacks: design complexity and a large number of valves, and the presence of three turbopump units reduces the reliability of the engine, because failure of any unit will lead to an accident. With such an engine design, it is technically difficult to realize a multiple start because the most likely presumed components of rocket fuel: liquid oxygen, hydrocarbon fuel (kerosene) and liquid hydrogen) are not self-igniting.
Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип, который содержит одну камеру сгорания и от трех до шести турбонасосных агрегатов: для подачи окислителя, первого горючего и второго горючего. Охлаждение камеры сгорания выполняется вторым горючим (водородом), т.е. работа двигателя только на первом и только на втором горючем не предусмотрена. Это является одним из недостатков схемы. Кроме того, наличие 3…6 турбонасосных агрегатов, большого количества клапанов значительно снижает надежность двигателя. Для привода всех турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) используют водород, подогретый в рубашке охлаждения камеры сгорания. Подогретый водород обладает большим энергетическим потенциалом, и энергии водорода вполне достаточно для привода всех ТНА, но стоимость водорода на два-три порядка выше стоимости углеводородного горючего. Применение дорогостоящего водорода оправдано для второй и последующих ступеней ракеты-носителя, т.к. при сгорании водорода в камерах сгорания ЖРД они могут создать значительно большую силу тяги и обеспечить лучшие характеристики двигателей, по сравнению с работающими на углеводородном топливе. В целом одновременно сжигание первого и второго (более дорогостоящего горючего, например, водорода) с момента запуска многоступенчатой ракеты-носителя до вывода полезной нагрузки на орбиту приведет к удорожанию программы запуска ракет-носителей и не оправдано с экономической точки зрения.Known three-component liquid rocket engine according to US patent No. 4771600, a prototype that contains one combustion chamber and from three to six turbopump units: for supplying an oxidizing agent, a first fuel and a second fuel. The combustion chamber is cooled by a second fuel (hydrogen), i.e. engine operation only on the first and only on the second fuel is not provided. This is one of the drawbacks of the circuit. In addition, the presence of 3 ... 6 turbopump units, a large number of valves significantly reduces engine reliability. To drive all the turbines of the turbopump units (TNA), hydrogen is used, heated in the cooling jacket of the combustion chamber. Heated hydrogen has a large energy potential, and hydrogen energy is enough to drive all THA, but the cost of hydrogen is two to three orders of magnitude higher than the cost of hydrocarbon fuel. The use of expensive hydrogen is justified for the second and subsequent stages of the launch vehicle, because during the combustion of hydrogen in the combustion chambers of the liquid propellant rocket engines, they can create significantly greater thrust and provide better engine performance compared to those using hydrocarbon fuels. In general, simultaneously burning the first and second (more expensive fuel, for example, hydrogen) from the moment a multi-stage launch rocket is launched until the payload is put into orbit will make the launch program launch more expensive and not economically justified.
Недостатки: плохие технические и удельные характеристики двигателя и ракеты, на которой двигатель установлен из-за низкого давления в камере сгорания.Disadvantages: poor technical and specific characteristics of the engine and the rocket on which the engine is mounted due to the low pressure in the combustion chamber.
Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов при минимальных затратах на запуск ракеты, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.Objectives of the invention: ensuring the optimal operation of the rocket engine in a wide range of modes at the minimum cost of launching a rocket, increasing reliability, increasing the power and characteristics of the rocket engine.
Заявленный технический результат достигнут в трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, многокомпонентный газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, отличающийся тем, что газогенератор выполнен четырехкомпонентным, работающим на окислителе, первом горючем, втором горючем в жидкой фазе и втором горючем в газообразной фазе, при этом турбонасосный агрегат содержит насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы двигателя на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены непосредственно под насосом окислителя и соединены через пускоотсечные клапаны с главным коллектором горючего и газогенератором. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель отличается тем, что двигатель содержит блок управления, с которым соединены все клапаны. Перед пускоотсечным клапаном второго горючего подстыкован дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед" дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления.The claimed technical result is achieved in a three-component liquid rocket engine containing at least one combustion chamber with a jet nozzle having a regenerative cooling system, a gas generator, a turbopump unit containing a turbine, a multi-component gas generator, an oxidizer pump and fuel pumps, characterized in that the gas generator is made of four-component working on an oxidizing agent, the first fuel, the second fuel in the liquid phase and the second fuel in the gaseous phase, while the soda turbopump The first fuel pump, the second fuel pump and the second fuel pump are used for the sequential operation of the engine on the first and second fuel without changing the oxidizer, while the second fuel pump and the second fuel pump are installed directly below the oxidizer pump and connected through start-off valves with main fuel manifold and gas generator. A three-component liquid propellant rocket engine is characterized in that the engine comprises a control unit to which all valves are connected. Before the shut-off valve of the second fuel, a drainage pipe is connected, comprising a drainage valve. In front of the drain valve, a temperature sensor is installed, connected by electrical connection to the control unit.
Заявленный технический результат достигнут в способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через реактивное сопло, отличающемся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. Перед подачей второго горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания захолаживают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры, установленному перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.The claimed technical result is achieved in the method of operation of a three-component rocket engine, including supplying an oxidizer and fuel to the gas generator and at least one combustion chamber, igniting them and emitting combustion products through a jet nozzle, characterized in that after the first fuel is generated into the gas generator and each combustion chamber is supplied with a second fuel. Liquid oxygen is used as an oxidizing agent, hydrocarbon fuel is used as the first fuel, and liquid hydrogen is used as the second fuel. Before the second fuel is supplied, the fuel pipelines and the regenerative cooling system of each nozzle are purged with inert gas to remove residues of the first fuel. Before the second fuel is supplied to the gas generator and the combustion chamber, the second fuel pump and the additional second fuel pump are cooled down, dumping the second fuel through the drain valve until the liquid phase is obtained in the drain pipe, which is monitored by the temperature sensor installed in front of the drain valve. After the engine is turned off, the regenerative cooling system of each nozzle is purged with inert gas to remove residual second fuel.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 4, where:
- на фиг.1 приведена схема трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя,- figure 1 shows a diagram of a three-component liquid rocket engine,
- на фиг.2 приведен вид А головки камеры сгорания,- figure 2 shows a view A of the head of the combustion chamber,
- на фиг, 3 приведена схема охлаждения камеры сгорания,- FIG. 3 shows a diagram of a cooling of a combustion chamber,
- на фиг.4 приведена схема четырехкомпонентного газогенератора.- figure 4 shows a diagram of a four-component gas generator.
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…4) содержит не менее одной камеры сгорания 1, имеющей сильфон 2. Для примера приведен двигатель с двумя камерами сгорания 1, имеющими сопла 3. Сопла 3 выполнены с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Г» между двойными стенками сопла 3. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель имеет один общий для всех камер сгорания 1 турбонасосный агрегат (ТНА) 4, содержащий в свою очередь, газогенератор 5, турбину 6 и насос окислителя 7. Кроме того, ТНА содержит насос второго горючего 8, установленный под газогенератором 5, дополнительный насос второго горючего 9, насос первого горючего 10. Все насосы, а именно 7, 8, 9 и 10, установлены соосно с турбиной 6. Выход из турбины 6 через выхлопной коллектор турбины 12 и газовод(ы) 13 соединен с головкой (головками) 14 камеры (камер) сгорания 1.A three-component liquid propellant rocket engine (FIGS. 1 ... 4) contains at least one
Выход из насоса окислителя 7 трубопроводом окислителя 15, содержащим клапан окислителя 16, соединен с входом в газогенератор 5 и камеры сгорания (камер сгорания) 1. Выход из насоса второго горючего 8 трубопроводом 17 соединен с дополнительным насосом второго горючего 9. Выход из насоса первого горючего 10 трубопроводом 18, содержащим клапан 19, соединен с входом в главный коллектор горючего 20. Выход из дополнительного насоса второго горючего 9 трубопроводом 21, содержащим пускоотсечной клапан второго горючего 22, соединен со входом четырехкомпонентного газогенератора 5, а выход из насоса первого горючего 10 трубопроводом 23, содержащим пускоотсечной клапан первого горючего 24, соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 20 и трубопроводом 25, содержащим пускоотсечной клапан 26, и регулятор 27 соединен с входом в газогенератор 5. Выход их рубашки охлаждения камеры сгорания 1 трубопроводом 29, содержащим пускоотсечной клапан 30 и регулятор 31, также соединен со входом в газогенератор 5. Перед пускоотсечным клапаном 24 подсоединен дренажный трубопровод 32 с дренажным клапаном 33 и датчиком температуры 34, предназначенными для захолаживания насоса второго горючего 8 и дополнительного насоса второго горючего 9 и автоматического контроля процесса захолаживания перед запуском двигателя на втором горючем. Если этого не сделать, то второе горючее нагреется в подводящих трубопроводах и придет на вход насоса в газообразной фазе, это сорвет работу насоса.The exit from the
Двигатель оборудован баллоном со сжатым инертным газом 35, который трубопроводом 36, содержащим клапан продувки 37, и соединен с главным коллектором горючего 20.The engine is equipped with a cylinder of compressed
Двигатель содержит блок управления 38, который электрическими связями 39 соединен с клапанами 16, 19, 24, 33 и датчиком температуры 34 (фиг.1 и 3).The engine contains a
Конструкция головки 14 камеры сгорания 1 приведена на фиг.2. Головка 14 содержит выравнивающую решетку 40, среднюю плиту 41 и нижнюю плиту 42. Выше средней плиты 15 образована полость Д, между плитами 41 и 42 - полость «Е», ниже нижней плиты 42 - полость «Ж» камеры сгорания 1. В головке камеры сгорания 1 установлены форсунки газогенераторного газа 43, которые сообщают полости «Д» и «Ж», и форсунки горючего 44, соединяющие полости «Е» и «Ж». На камере сгорания в ее верхней части выполнены два коллектора: первый и второй коллекторы горючего 45 и 46 соответственно, при этом полость коллектора 45 сообщается с полостью «Е», а полость коллектора 46 с полостью «Г». Полости «Г» и «Е» не сообщаются и разделены перегородкой, расположенной между коллекторами 45 и 46.The design of the
Конструкция четырехкомпонентного газогенератора 5 приведена на фиг.4. Четырехкомпонентный газогенератор 5 содержит корпус газогенератора 47, который выполнен тороидальной формы и установлен между турбиной 6 и насосом окислителя 7. При этом турбина 6 содержит рабочее колесо 48 и сопловой аппарат 49. Рабочее колесо 48 установлено на общем валу 50, на этом же валу установлена крыльчатка 31 насоса окислителя 7. Вал 50 установлен на подшипниках 52, которые защищены уплотнениями 53, защитным кожухом 54, имеющим цилиндрическую форму и установленным концентрично валу 50, и внутренней стенкой корпуса 55, имеющей также цилиндрическую форму. На нижнем торце 56 корпуса газогенератора выполнен коллектор 57, а внутри корпуса средняя и верхняя плиты, соответственно 58 и 59. Под средней плитой 58 образована полость «И», а между плитами 58 и 59 - полость «К». Четырехкомпонентный газогенератор 5 имеет внутреннюю полость «Л». В четырехкомпонентном газогенераторе установлено три группы форсунок: основные форсунки горючего 60, дополнительные форсунки второго горючего 61 и форсунки окислителя 62. К полости «И» подведен трубопровод 21, к полости «К» подведен трубопровод 25, а к коллектору 57 подсоединен трубопровод 29 для подвода подогретого первого или второго горючего.The design of the four-
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРДTECHNICAL CHARACTERISTIC OF LRE
Двигатель запускается в два этапа: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем. Окислитель (предпочтительно жидкий кислород) при переключении не меняется. В качестве первого горючего предпочтительно использовать углеводородное горючее (керосин), а в качестве второго горючего - жидкий водород.The engine starts in two stages: first on the first fuel, and then on the second fuel. The oxidizing agent (preferably liquid oxygen) does not change upon switching. It is preferable to use hydrocarbon fuel (kerosene) as the first fuel, and liquid hydrogen as the second fuel.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 38 подается команда на ракетные клапаны окислителя и горючего, установленные под соответствующими баками окислителя и горючего (баки и ракетные клапаны на фиг.1…4 не показаны). После заливки насоса окислителя 7 и первого горючего 8 открывают клапаны 16 и 28 и пускоотсечной клапан 26, установленные соответственно, за насосом окислителя 7 и после насоса первого горючего 10. Окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 5 и в камеру сгорания (камеры сгорания) 1, где воспламеняются. Газогенераторный газ по газоводу 13 подается в камеру(ы) сгорания 1. Первое горючее 1 охлаждает сопло 3 (сопла), проходя через зазор «Г» (фиг.1), образующий рубашку охлаждения, и выходит в коллектор 46 (фиг.2). Газогенераторный газ и первое горючее соответственно через форсунки 43 и 44 поступают в полость «Ж» камеры (камер) сгорания 1.In the initial position, all engine valves are closed. When starting the liquid propellant rocket engine on the first fuel from the
Для переключения двигателя на второе горючее подают сигнал на закрытие клапана 28 и пускоотсечного клапана 26. Потом открывают продувочный клапан 37 и выполняют продувку трубопроводов горючего и рубашки охлаждения камеры сгорания 1 от остатков первого горючего, для предотвращения его догорания и замерзания при использовании в качестве второго горючего криогенных жидкостей, например водорода. Потом открывают дренажный клапан 33 и захолаживают насосы 8 и 9. Контроль захолаживания осуществляет автоматически датчик температуры 34. При достижении температуры кипения второго горючего в месте установки датчика температуры (-254°С) блок управления 38 автоматически закрывает дренажный клапан 33 и открывает клапаны 16, 19 и пускоотсечной клапан 22. Часть второго горючего поступает по трубопроводу 21 через клапан 22 в газогенератор 5, где воспламеняется и сгорает при оптимальном соотношении компонентов топлива. Большая часть второго горючего по трубопроводу 16 через клапан 19 поступает в рубашку охлаждения камеры сгорания 1 (зазор «Г») вместо первого горючего. Охладив «камеру сгорания 1 с соплом 3, второе горючее выходит в коллектор 46 и далее по трубопроводу 29 через клапан 30 и регулятор 31 поступает в четырехкомпонентный газогенератор 5, где сгорает с избытком горючего. Двигатель продолжает работать на втором горючем, но он будет иметь более высокие удельные характеристики (удельную тягу), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое.To switch the engine to a second fuel, a signal is sent to close the
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв сначала клапаны 16, 19 и 22. Потом повторно включают продувку рубашки камеры сгорания инертным газом, открыв продувочный клапан 37. Это уменьшает время догорания остатков топлива, засорение каналов системы регенеративного охлаждения камеры сгорания. Управление величиной силы тяги двигателя осуществляется, соответственно, при работе на первом горючем регулятором 27, при работе на втором горючем - регулятором 31.When the engine is turned off, the oxidizer and the second fuel are stopped by
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Улучшить абсолютные и удельные (приведенные к единице расхода топлива или к единице веса двигателя) энергетические характеристики ЖРД при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя, на которой он установлен, за счет использования четырехкомпонентного газогенератора, работающего на избытке горючего, что позволяет, в случае использования в качестве второго горючего водорода, получить большую мощность на турбине газогенератора, что, в свою очередь необходимо для создания большого давления за насосами и в камерах сгорания. При больших давлениях характеристики ЖРД значительно улучшаются.1. To improve the absolute and specific (reduced to the unit of fuel consumption or unit weight of the engine) energy characteristics of the rocket engine during its operation at the final stage of the launch program of the launch vehicle on which it is installed, through the use of a four-component gas generator operating on excess fuel, which allows, in the case of using hydrogen as a second combustible, to obtain large power on the turbine of the gas generator, which, in turn, is necessary to create a large pressure for the pump mi and in combustion chambers. At high pressures, the performance of the rocket engine is significantly improved.
2. Повысить надежность камеры сгорания и ТНА за счет:2. To increase the reliability of the combustion chamber and TNA due to:
- продувки камеры сгорания инертным газом при переключении на второе горючее и при выключении работы двигателя,- purging the combustion chamber with inert gas when switching to a second fuel and when the engine is turned off,
- ускорения захолаживания насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего и обеспечение автоматического контроля за процессом захолаживания за счет применением специальной компоновки насосов в составе ТНА и применения дренажного клапана и датчика температуры,- accelerating the cooling down of the second fuel pump and the additional second fuel pump and providing automatic control of the cooling process through the use of a special arrangement of pumps in the TNA and the use of a drain valve and a temperature sensor,
- за счет автоматического согласования работы клапанов применением блока управления.- due to the automatic coordination of the valves using the control unit.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008150225/06A RU2386844C1 (en) | 2008-12-18 | 2008-12-18 | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008150225/06A RU2386844C1 (en) | 2008-12-18 | 2008-12-18 | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2386844C1 true RU2386844C1 (en) | 2010-04-20 |
Family
ID=46275252
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008150225/06A RU2386844C1 (en) | 2008-12-18 | 2008-12-18 | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2386844C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2479739C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-04-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid propellant rocket engine |
| RU2480607C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-04-27 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine |
| RU2480606C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-04-27 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine |
| RU2484282C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-06-10 | Черниченко Владимир Викторович | Liquid-propellant engine |
| RU2610371C2 (en) * | 2012-02-27 | 2017-02-09 | Дженерал Электрик Компани | System and method of fuel purge (versions) |
| CN111058967A (en) * | 2019-03-29 | 2020-04-24 | 张英华 | High-frequency detonation aerospace engine and control method |
-
2008
- 2008-12-18 RU RU2008150225/06A patent/RU2386844C1/en active
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2610371C2 (en) * | 2012-02-27 | 2017-02-09 | Дженерал Электрик Компани | System and method of fuel purge (versions) |
| RU2479739C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-04-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid propellant rocket engine |
| RU2480607C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-04-27 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine |
| RU2480606C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-04-27 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine |
| RU2484282C1 (en) * | 2012-03-15 | 2013-06-10 | Черниченко Владимир Викторович | Liquid-propellant engine |
| CN111058967A (en) * | 2019-03-29 | 2020-04-24 | 张英华 | High-frequency detonation aerospace engine and control method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2386844C1 (en) | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation | |
| US5010730A (en) | Gas-fed hybrid propulsion system | |
| US5572864A (en) | Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine | |
| US4161102A (en) | Turbine engine starting system | |
| KR20070078978A (en) | System having a multipurpose gas generator for starting a ramjet/scramjet engine and method for starting the ramjet/scramjet engine | |
| RU2648480C2 (en) | Starting device for rocket motor turbopump | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2545615C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit | |
| RU2385274C1 (en) | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2545613C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2390476C1 (en) | Multi-stage | |
| RU2095607C1 (en) | Cryogenic propellant rocket engine | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
| RU2443894C1 (en) | Three-component liquid rocket engine and method of its operation | |
| RU2233990C2 (en) | Oxygen-kerosene liquid-propellant rocket engine with heat module, heat module and method of production of sootless gas in heat module | |
| RU2318129C1 (en) | Turbo-pump unit of liquid-propellant engine | |
| RU2115009C1 (en) | Multiple-action oxygen-hydrogen propulsion system | |
| RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2531833C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2302548C1 (en) | Turbopump set of liquid-propellant rocket engine | |
| RU2495273C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2789943C1 (en) | Liquid rocket engine with accessor |