RU2474719C1 - Hydrogen-oxygen liquid propellant rocket engine - Google Patents
Hydrogen-oxygen liquid propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2474719C1 RU2474719C1 RU2011154512/06A RU2011154512A RU2474719C1 RU 2474719 C1 RU2474719 C1 RU 2474719C1 RU 2011154512/06 A RU2011154512/06 A RU 2011154512/06A RU 2011154512 A RU2011154512 A RU 2011154512A RU 2474719 C1 RU2474719 C1 RU 2474719C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- combustion chamber
- propellant
- oxidizer
- turbopump
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим преимущественно на водороде и кислороде, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен, и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д. Не исключено применение предложенной конструкции для ЖРД, работающих на других компонентах топлива, например при использовании в качестве горючего метана, но в этом случае достигнутый технический результат будет значительно меньше.The invention relates to liquid-propellant rocket engines - LRE, operating primarily on hydrogen and oxygen, and is aimed at improving the specific characteristics and reducing the cost of launching the rocket on which it is installed, and significantly improving its many characteristics: flight range, etc. It is possible that the proposed design can be used for liquid propellant rocket engines operating on other components of the fuel, for example, when methane is used as fuel, but in this case the achieved technical result will be much less.
Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2183759, МПК F02K 9/28, опубл. 20.06.2002 г. Этот кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель предназначен для использования в транспортных космических системах. Двигатель включает камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные турбонасосные агрегаты. Кислородный насос одного турбонасосного агрегата снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием. Водородный насос другого турбонасосного агрегата снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива. Выходная полость турбины турбонасосного агрегата кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода турбонасосного агрегата водорода. Изобретение позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя и уменьшить его габариты при неизменной степени расширения сопла за счет повышения давления в камере, достигаемого повышением давления за насосом первого турбонасосного агрегата.Known oxygen-hydrogen rocket engine according to the patent of Russian Federation No. 2183759, IPC F02K 9/28, publ. 06/20/2002 This oxygen-hydrogen liquid rocket engine is intended for use in space transport systems. The engine includes a chamber with a path of regenerative cooling by hydrogen and autonomous turbopump units. The oxygen pump of one turbopump unit is equipped with a drive in a closed gas-free generator circuit with afterburning. The hydrogen pump of another turbopump unit is equipped with an open gas generator drive based on the main fuel components. The output cavity of the turbine of the turbopump oxygen unit is communicated by the gas duct to the mixing head of the gas generator of the drive of the turbopump hydrogen unit. The invention allows to increase the specific impulse of engine thrust and to reduce its dimensions with a constant degree of expansion of the nozzle by increasing the pressure in the chamber, achieved by increasing the pressure behind the pump of the first turbopump unit.
Недостатком является невозможность реализовать двигатель с давлением в камере сгорания более 250 кгс/см2 из-за того, что давление водорода, имеющего очень низкую плотность, не может быть повышено до 800-1000 кгс/см2 даже в многоступенчатом насосе.The disadvantage is the inability to realize an engine with a pressure in the combustion chamber of more than 250 kgf / cm 2 due to the fact that the pressure of hydrogen having a very low density cannot be increased to 800-1000 kgf / cm 2 even in a multi-stage pump.
Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2129222, МПК F02K 9/28, опубл. 20.04.1999 г., прототип. Двигатель предназначен для использования в области ракетостроения. Он содержит камеру, газогенератор, основной и вспомогательный турбонасосные агрегаты, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. Основной турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу главный кислородный насос, дополнительный кислородный насос, водородный насос и турбину. Вспомогательный турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу водородный насос и турбину. Главный кислородный насос соединен трубопроводом с головкой камеры. Дополнительный насос своим выходом соединен трубопроводами с головкой газогенератора и со входом гидравлической турбины кислородного бустерного насосного агрегата. Выход водородного насоса основного турбонасосного агрегата соединен с головкой газогенератора. Входы и выходы турбин основного и вспомогательного агрегатов соединены трубопроводами соответственно с выходом газогенератора и с головкой камеры. Выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных агрегатов соединены со входом соответствующих насосов основного и вспомогательного турбонасосных агрегатов. Для увеличения мощности турбин основного и вспомогательного агрегатов выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен с головкой камеры. Для повышения давления в камере с использованием для привода турбин водорода, протекающего через охлаждающий тракт камеры, выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса на валу вспомогательного агрегата установлен параллельный кислородный насос. Использование изобретения улучшает энергомассовые характеристики двигательной установки с кислородно-водородными двигателями за счет увеличения тяги двигателей.Known oxygen-hydrogen rocket engine according to the patent of Russian Federation No. 2129222, IPC F02K 9/28, publ. 04/20/1999, the prototype. The engine is intended for use in rocket science. It contains a chamber, a gas generator, the main and auxiliary turbopump units, oxygen and hydrogen booster pump units. The main turbopump assembly comprises a main oxygen pump, an additional oxygen pump, a hydrogen pump and a turbine mounted on a common shaft. The auxiliary turbopump assembly comprises a hydrogen pump and a turbine mounted on a common shaft. The main oxygen pump is piped to the chamber head. The auxiliary pump is connected via pipelines to the head of the gas generator and to the inlet of the hydraulic turbine of the oxygen booster pump unit. The output of the hydrogen pump of the main turbopump unit is connected to the head of the gas generator. The inputs and outputs of the turbines of the main and auxiliary units are connected by pipelines, respectively, to the outlet of the gas generator and to the head of the chamber. The outputs of the pumps of oxygen and hydrogen booster pump units are connected to the input of the respective pumps of the main and auxiliary turbopump units. To increase the power of the turbines of the main and auxiliary units, the output of the hydrogen pump of the auxiliary unit is connected to the head of the chamber. To increase the pressure in the chamber using hydrogen flowing through the cooling path of the chamber to drive the turbines, the output of the auxiliary pump hydrogen pump is connected by a pipeline to the inlet of the chamber cooling path, and the outlet of the chamber cooling path is connected to the head of the gas generator. To improve the anti-cavitation qualities of the main oxygen pump, a parallel oxygen pump is installed on the shaft of the auxiliary unit. The use of the invention improves the energy-mass characteristics of a propulsion system with oxygen-hydrogen engines by increasing the thrust of the engines.
Недостатки этой конструкции следующие.The disadvantages of this design are as follows.
1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200…250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины. Кроме, того, учитывая, что в качестве второго горючего чаще всего применяют водород, имеющий очень низкую плотность, для повышения давления второго горючего необходимо применить 10…15 и более ступеней насоса. При этом габариты ТНА (длина) значительно превысят габариты (преимущественно длину) камеры сгорания. Это создаст непреодолимые трудности при компоновке ЖРД и при управлении вектором тяги.1. Forcing the LRE by increasing the pressure in the combustion chamber is limited to a pressure of 200 ... 250 atm. A further increase in pressure will require an increase in the power of the TNA turbine to hundreds of thousands of kW, which is theoretically possible by increasing the gas temperature in front of the TNA turbine, but is not feasible due to a decrease in the strength and resource of the turbine rotor parts. In addition, given that hydrogen having a very low density is most often used as the second fuel, to increase the pressure of the second fuel it is necessary to use 10 ... 15 or more stages of the pump. In this case, the dimensions of the TNA (length) will significantly exceed the dimensions (mainly the length) of the combustion chamber. This will create insurmountable difficulties in the layout of the LRE and in the management of the thrust vector.
2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.2. In TNA, fuel and an oxidizer of very high pressure are simultaneously used, with their interaction self-ignition, explosion and destruction of TNA are possible.
3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.3. The liquid propellant rocket engine allows only a single inclusion in flight.
4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.4. The control of the operation of the rocket engine and the difficulty in controlling the thrust vector are not effective enough.
Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требуется иметь мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).Multiple inclusion is used on low-power rocket engines of the last stage of launch vehicles. It is problematic to use similar fuel ignition systems in the first stages, as it is required to have a powerful energy source to start the liquid propellant rocket engine (spin-up of the ТНА rotor and igniters) due to the high consumption of oxidizer and fuel, often having a low temperature (for cryogenic fuel components).
Задачи изобретения - уменьшение веса ЖРД и упрощение его сборки.The objective of the invention is to reduce the weight of the rocket engine and simplify its assembly.
Решение указанных задач достигнуто в кислородно-водородном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину и насосы, отличающемся тем, что он дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно поочередно трубопроводами П-образной и прямолинейной формы, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегат окислителя и все турбонасосные агрегаты горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Камера сгорания может содержать головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего ТНА горючего - с входом в насос горючего дополнительного ТНА горючего, выход из насоса горючего последнего дополнительного ТНА горючего соединен с нижним коллектором, выход из третьего верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с входом в третью основную турбину, а выход из основной турбины последнего ТНА соединен с первым верхним коллектором. ЖРД может быть оборудован бортовым компьютером, а на камере сгорания и газогенераторах могут быть установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. ЖРД может содержать центральный шарнир, выполненный на трубопроводе второго горючего на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим или сферическим. Все ТНА имеют валы, на которых установлены датчики частоты вращения и датчики осевых сил.The solution of these problems was achieved in an oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine containing a combustion chamber having a regenerative cooling system for a fuel nozzle, two turbopump assemblies, including an oxidizer turbopump assembly and a fuel turbopump assembly, while all turbopump assemblies contain a main turbine and pumps different the fact that it further comprises at least one additional fuel pump turbine unit, the fuel pumps of all turbo pump units are connected in series Alternately alternating with U-shaped and rectilinear pipelines, the main fuel turbine turbines are also connected in series, while the oxidizer turbopump units and all fuel pump turbine units have gas generators structurally combined with their turbopump units. The combustion chamber may contain a head, a cylindrical part, a nozzle, three upper collectors in the upper cylindrical part of the nozzle and one lower collector in the lower part of the nozzle, the outlet of the first main turbine of the oxidizer turbopump assembly is connected by a gas duct to the head of the combustion chamber, and the outlet of the fuel pump - with the entrance to the fuel pump of the additional fuel TNA, the exit of the fuel pump of the last additional fuel TNA is connected to the lower manifold, the outlet of the third upper manifold is connected to the gas eratorom fuel, and the outlet of the second turbine of the turbopump unit main fuel inlet is connected with the third main turbine, and the output of the last main turbopump turbine connected to the first upper header. LRE can be equipped with an on-board computer, and ignition devices connected by electrical connections to the on-board computer can be installed on the combustion chamber and gas generators. The LRE may include a central hinge made on the second fuel pipe on the longitudinal axis of the combustion chamber. The central hinge may be cylindrical or spherical. All TNAs have shafts on which speed sensors and axial force sensors are installed.
Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…18, гдеThe invention is illustrated in the drawings of figures 1 ... 18, where
- на фиг.1 приведена упрощенная пневмогидравлическая схема кислородно-водородного ЖРД,- figure 1 shows a simplified pneumohydraulic diagram of an oxygen-hydrogen rocket engine,
- на фиг.2 приведен внешний вид кислородно-водородного ЖРД,- figure 2 shows the appearance of the oxygen-hydrogen rocket engine,
- на фиг.3 приведена конструктивная схема кислородно-водородного ЖРД,- figure 3 shows a structural diagram of an oxygen-hydrogen rocket engine,
- на фиг.4 приведена конструкция камеры сгорания,- figure 4 shows the design of the combustion chamber,
- на фиг.5 приведен ТНА окислителя,- figure 5 shows the TNA of the oxidizing agent,
- на фиг.6 приведен ТНА горючего (водорода),- figure 6 shows the TNA of fuel (hydrogen),
- на фиг.7 приведен первый дополнительный ТНА горючего,- figure 7 shows the first additional fuel TNA,
- на фиг.8 приведен второй дополнительный ТНА горючего,- Fig.8 shows a second additional fuel TNA,
- на фиг.9 приведен вид в плане,- figure 9 shows a view in plan,
- на фиг.10 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,- figure 10 shows the rocking diagram of the rocket engine in one plane,
- на фиг.11 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,- figure 11 shows the rocking engine rocket engine in two planes,
- на фиг.12 приведена электрическая схема ЖРД,- Fig.12 shows the electrical circuit of the rocket engine,
- на фиг.13 приведена схема крепления всех ТНА к расширяющейся части сопла камеры сгорания,- Fig.13 shows a diagram of the attachment of all TNA to the expanding part of the nozzle of the combustion chamber,
- на фиг.14 приведена схема крепления всех ТНА к критическому сечению сопла,- Fig.14 shows a diagram of the attachment of all TNA to the critical section of the nozzle,
- на фиг.15 приведена схема крепления всех ТНА, установленных под углом,- Fig.15 shows a diagram of the mounting of all TNA, installed at an angle,
- на фиг.16 приведена схема крепления всех ТНА при помощи четырех пар тяг,- Fig.16 shows a diagram of the fastening of all TNA using four pairs of rods,
- на фиг.17 приведена схема управления вектором тяги ЖРД,- Fig.17 shows the control circuit of the thrust vector of the rocket engine,
- на фиг.18 приведены графики изменения температуры продуктов сгорания горючего (преимущественно водорода) в основных турбинах горючего.- Fig. 18 shows graphs of changes in temperature of the products of combustion of fuel (mainly hydrogen) in the main fuel turbines.
Водородный жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…18) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат горючего 4 и по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего.Hydrogen liquid rocket engine - LRE (figure 1 ... 18) contains a
Для примера приведен кислородно-водородный ЖРД с двумя дополнительными ТНА горючего - первый дополнительный ТНА горючего 5 и второй турбонасосный агрегат горючего 6.For example, an oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine with two additional fuel TNAs — the first
Камера сгорания 1 (фиг.1…4) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8 и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора соответственно первый 12 и второй 13 и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат (фиг.2) две стенки; внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11.The combustion chamber 1 (figure 1 ... 4) contains a
Краткое описание всех ТНАShort description of all TNAs
Как указано ранее, предложенный двигатель содержит четыре ТНА 3…6 (фиг.1 и 2). Приведено краткое описание конструкции этих турбонасосный агрегатов - ТНА, более подробное описание турбонасосных агрегатов будет выполнено далее. ТНА окислителя 3 содержит первую основную турбину 18, встроенный в ТНА газогенератор окислителя 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21. Первая основная турбина 18, насос окислителя 20 и дополнительный насос окислителя 21 имеют общий вал 22.As indicated earlier, the proposed engine contains four
ТНА горючего 4 содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25, при этом вторая основная турбина 24 и насос горючего 25 имеют общий вал 26.The
Первый дополнительный ТНА горючего 5 содержит третью основную турбину 27, первый дополнительный ТНА горючего 28, первый дополнительный насос горючего 29 и вал 30. Второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит второй дополнительный газогенератор горючего 31, четвертую основную турбину 32, второй дополнительный насос горючего 33 и вал 34.The first
Предложенный ЖРД работает на двух компонентах ракетного топлива:The proposed liquid propellant rocket engine works on two components of rocket fuel:
- окислителе, жидком кислороде - «О»,- oxidizing agent, liquid oxygen - “O”,
- горючем, водороде «Г»,- fuel, hydrogen "G",
Все компоненты ракетного топлива хранятся в топливных баках.All propellant components are stored in fuel tanks.
Горючее (водород) хранится в баке горючего 35 и подводится к соответствующему ТНА горючего 4 при помощи трубопровода горючего 36, содержащего ракетный клапан горючего 37. К баку горючего 35 в верхней части присоединен трубопровод наддува 38 с клапаном наддува 39.Fuel (hydrogen) is stored in the
Окислитель (кислород) хранится в баке окислителя 40, который трубопроводом окислителя 41, содержащим ракетный клапан окислителя 42, соединен с ТНА окислителя 3. К верхней части бака окислителя 40 присоединен трубопровод наддува 43 с клапаном наддува 44.The oxidizing agent (oxygen) is stored in the oxidizer tank 40, which is connected to the
Основной особенностью предложенного кислородно-водородного ЖРД является то, что все насосы всех ТНА горючего, в приведенном примере ТНА 4…6, соединены последовательно по линии жидкого горючего, а все основные турбины всех ТНА горючего 4…6 соединены последовательно по линии газифицированного горючего.The main feature of the proposed oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine is that all pumps of all fuel TNAs, in the given
Соединение насосов 25 и 29 ТНА 4 и 5 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 45, а соединение насосов 29 и 33 ТНА 5 и 6 по линии горючего выполнено трубопроводом 46. Особенностью ЖРД является то, что соединение насосов горючего предыдущих насосов с последующими выполнено с чередованием трубопроводов П-образной формы и прямолинейных трубопроводов (фиг.2 и 3). Это значительно уменьшит вес ЖРД и упростит его сборку.The connection of the
К выходу из насоса горючего 33 параллельно присоединены три системы:Three systems are connected in parallel to the outlet of the fuel pump 33:
- система охлаждения сопла 2, т.е. выход из насоса горючего 33 трубопроводом 47, содержащим клапан 48, соединен с нижним коллектором 11 для обеспечения охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1;-
- система питания камеры сгорания жидким горючим, а именно выход из насоса горючего 33 трубопроводом 49, содержащим клапан 50, соединен с вторым верхним коллектором 12;- the power supply system of the combustion chamber with liquid fuel, namely, the exit of the
- система питания горючим газогенератора окислителя 19 ТНА окислителя 3, которая содержит подсоединенный к выходу из насоса 33 трубопровод 51, с регулятором расхода горючего 52, имеющим привод 53, и клапаном 54 присоединен к входу в газогенератор окислителя 19.- a fuel supply system for the
Система питания горючим (водородом) газогенератора горючего 23 ТНА горючего 4 выполнена последовательно с системой регенеративного охлаждения сопла 2. Она содержит трубопровод 55 с клапаном 56. Вход трубопровода 55 соединен с третьим верхним коллектором 14. Выход трубопровода 55 присоединен к входу в газогенератор горючего 23.The fuel system (fuel) of the gas generator of the
Выход газогенератора горючего 23 соединен с входом в газогенератор горючего 28, выход которого соединен со входом во вторую основную турбину 24, а выход из второй основной турбины 24 газоводом 57 соединен с входом в третью основную турбину 27, выход из нее газоводом 58 соединен со входом во второй дополнительный газогенератор горючего 31, выход которого соединен с входом в четвертую основную турбину 32, а выход из четвертой основной турбины 32 газоводом 59, содержащим клапан 60, соединен с первым верхним коллектором 12.The output of the
Выход из первой основной турбины 18 газоводом 61 соединен с полостью 62 головки 7 камеры сгорания 1 для подачи «кислого» газа, т.е. продуктов сгорания с избытком окислителя в камеру сгорания 1 на всех режимах работы ЖРД.The exit from the first
Для обеспечения работоспособности газогенератора окислителя 19 он имеет системы подачи в него окислителя и горючего. Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу окислителя 63, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 64 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата первого горючего 4 и первого и второго дополнительного ТНА горючего 5 и 6. Для питания газогенератора окислителя 19 горючим, как отмечалось ранее, насос горючего 33 трубопроводом 51, содержащим регулятор расхода 52 с приводом 53 и клапан 54, соединен с газогенератором окислителя 19.To ensure the operability of the
Газогенератор горючего 23 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25, как отмечалось ранее, трубопроводом горючего 55, содержащим клапан 56, соединен с газогенератором первого горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 65, содержащим регулятор расхода окислителя 66 с приводом 67 и клапан 68, соединен с газогенератором горючего 23. Выход из газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24.The
Первый дополнительный газогенератор горючего 28 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 69, содержащим регулятор расхода окислителя 70 с приводом 71 и клапан 72, соединен с первым дополнительным газогенератором горючего 28. Выход из первого дополнительного газогенератора горючего 28 соединен с входом в третью основную турбину 27.The first additional
Второй дополнительный газогенератор горючего 31 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25 трубопроводом горючего 55, содержащим клапан 56, соединен с газогенератором первого горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 73, содержащим регулятор расхода окислителя 74 с приводом 75 и клапан 76, соединен с вторым газогенератором горючего 31. Выход из второго газогенератора горючего 31 соединен с входом во вторую основную турбину 32.The second additional
Камера сгоранияThe combustion chamber
Далее более подробно описана конструкция камеры сгорания 1 (фиг.4).The construction of the
Камера сгорания 1 имеет верхнее и нижнее силовые кольца 77 и 78 (фиг.2). Внутри камеры сгорания 1 (фиг.4) выполнены верхняя плита 79, средняя плита 80 и внутренняя плита 81 с зазорами (полостью) между ними 82 и 83. Выше верхней плиты 79, как упоминалось раньше, выполнена полость 62. Полость 62 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 83 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки кислого газа 84, форсунки жидкого горючего 85 и форсунки газифицированного горючего 86. Форсунки кислого газа 84 сообщают полость 62 с внутренней полостью 87 камеры сгорания 1. Форсунки жидкого горючего 85 сообщают полость 82 с внутренней полостью 87, форсунки газифицированного горючего 86 сообщают полость 83 с внутренней полостью 87. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 88.The
На газоводе 61, на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 89, содержащий неподвижную часть 90 и подвижную часть 91. Центральный шарнир 89 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 89 закреплен на силовой раме 92, которая установлена внутри корпуса ракеты 93 (фиг.1 и 2). Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 94 (Возможно применение четырех приводов 94.). В качестве привода 94 может быть использован гидроцилиндр 95, который при помощи шарнира 96 с одной стороны крепится к силовой раме 92, а с другой при помощи шарнира 97 - на верхнем силовом кольце 77. Верхнее силовое кольцо 77 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 95 трубопроводами 98 и 99 присоединен гидораспределитель 100, к которому присоединен насос 101 (фиг.17).On the
Система продувки содержит баллон инертного газа 102, который трубопроводом 103, содержащим клапан 104, соединен с нижним коллектором 11.The purge system comprises an
Подробное описание турбонасосных агрегатовDetailed description of turbopump units
Далее приведено более подробное описание всех четырех ТНА 3...6 (Фиг.5…8).The following is a more detailed description of all four
Всего в схеме ЖРД приведено четыре ТНА различной конструкции:In total, four TNAs of various designs are shown in the LRE diagram:
- турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3,-
- турбонасосный агрегат горючего 4,-
- первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5,- the first additional
- второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего 6. - second additional
Турбонасосный агрегат окислителяOxidizer Turbopump Assembly
Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.5), как упоминалось ранее, содержит первую основную турбину 18, газогенератор окислителя 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21, вал 22. Первая основная турбина 18 содержит входной корпус 105 с полостью 106, сопловой аппарат 107, рабочее колесо 108, выходной корпус 109 с полостью 110 и выходным обтекателем 111.The oxidizer turbopump assembly 3 (FIG. 5), as mentioned earlier, comprises a first
Вал 22 установлен на опорах 112, 113 и 114 и на нем установлен первый датчик частоты вращения 115 и первый датчик осевых сил 116. Газогенератор окислителя 19 (фиг.5) содержит боковую стенку 117, выполненную из двух оболочек: внутренней 118 и внешней 119 с зазором 120 между ними. На боковой стенке 117 выполнен коллектор 121, полость которого сообщается с зазором 120. Газогенератор окислителя 19 содержит головку 122 с полостью 123 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 124 и 125. Форсунки окислителя 124 сообщают полость 123 с внутренней полостью 126, а форсунки горючего 124 сообщают полость 127, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 19 над его головкой 122 и соединена с зазором 120 - с внутренней полостью 126. Между газогенератором окислителя 19 и валом 22 выполнена изоляция. 128. Газогенератор окислителя 19 имеет запальное устройство 129. К газогенератору окислителя 19, конкретно к полости 123 внутри головки 122, присоединен трубопровод окислителя 63. Другой конец трубопровода окислителя 63 соединен с выходом из насоса окислителя 20.
Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу 63, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 64 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата первого горючего 4 и первого ТНА второго горючего 5.The oxidizing agent is supplied to the
Для подачи окислителя в газогенератор первого горючего 23 выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 65, содержащим регулятор расхода окислителя 66 с приводом 67 и клапан 68, соединен с газогенератором горючего 23. К газогенератору окислителя 19, конкретно к коллектору 121, присоединен трубопровод горючего 51, содержащий регулятор расхода горючего 52 с приводом 53 и клапан горючего 54, другой конец подсоединен к второму турбонасосному агрегату второго горючего 6, конкретно - выходу из насоса горючего 31.To supply the oxidizer to the gas generator of the
Турбонасосный агрегат горючегоFuel pumping unit
Турбонасосный агрегат горючего 4 (фиг.6), как было приведено ранее, содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25 и вал 26.The turbopump fuel assembly 4 (FIG. 6), as previously described, comprises an integrated
Газогенератор горючего 23 установлен соосно с ТНА горючего 4 над второй основной турбиной 24. Газогенератор горючего 23 (фиг.6) содержит боковую стенку 130, выполненную из двух оболочек: внутренней 131 и внешней 132 с зазором 133 между ними. На боковой стенке 130 выполнен коллектор 134. Газогенератор горючего 23 содержит головку 135 с полостью 136 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 137 и 138 соответственно и полость 139 между ними, а также форсунки окислителя и жидкого горючего соответственно 140 и 141. Форсунки окислителя 140 сообщают полость 136 с внутренней полостью 142, а форсунки жидкого горючего 141 сообщают полость 139, которая соединена с зазором 133 с внутренней полостью 142. Газогенератор горючего 23 имеет запальное устройство 143. ТНА 4 имеет вал 26, установленный на опорах 144, 145 и 146. На валу 26 установлен второй датчик частоты вращения 147 и второй датчик осевых сил 148.The
Вторая основная турбина 24 содержит входной корпус 149 с полостью 150, сопловой аппарат 151, рабочее колесо 152, выходной корпус 153 с полостью 154.The second
ТНА горючего 4 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 155, выполненное внутри вала 26, и радиальные отверстия 156 и 157, выходящие соответственно в полости 158 и 159.
Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючегоThe first additional fuel pump
Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5 (фиг.7), как было указано ранее, содержит третью основную турбину 27, первый дополнительный газогенератор горючего 28, насос горючего 29 и вал 30.The first additional fuel pump turbine unit 5 (Fig. 7), as indicated earlier, comprises a third
Третья основная турбина 27 содержит, в свою очередь, входной корпус 160 с полостью 161, сопловой аппарат 162, рабочее колесо 163, выходной корпус 164 с полостью 165 и выходным обтекателем 166.The third
Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 30, установленный на опорах 167, 168 и 169, на нем установлен третий датчик частоты вращения 170 и третий датчик осевых сил 171. Первый дополнительный газогенератор горючего 28 содержит (фиг.7) содержит боковую стенку 172, выполненную из двух оболочек: внутренней 173 и внешней 174 с зазором 175 между ними. На боковой стенке 172 выполнен коллектор 176, полость которого сообщается с зазором 175. Первый дополнительный газогенератор горючего 28 содержит головку 177 с полостью 178 и форсунки окислителя и горючего соответственно 179 и 180. Форсунки окислителя 179 сообщают полость 178 с внутренней полостью 181, а форсунки горючего 180 сообщают полость 182, которая выполнена у нижнего торца газогенератора горючего 23 над его головкой 177 и соединена с зазором 175 - с внутренней полостью 181. Между газогенератором горючего 28 и валом 30 выполнена теплоизоляция 183. Газогенератор горючего 28 имеет запальное устройство 184.The
ТНА горючего 5 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 185, выполненное внутри вала 30, и радиальные отверстия 186 и 187, выходящие соответственно в полости 188 и 189.
Второй дополнительный турбонасосный агрегат горючегоThe second additional turbopump fuel unit
Второй дополнительный ТНА горючего 6 (фиг.8), как упоминалось ранее, содержит второй дополнительный газогенератор горючего 31, четвертую основную турбину 32, второй насос второго горючего 33 и вал 34.The second additional fuel TNA 6 (Fig. 8), as previously mentioned, comprises a second additional
Второй дополнительный газогенератор горючего 31 содержит головку 190 с полостью 191 и форсунки окислителя и горючего соответственно 192 и 193.The second additional
Кроме того, второй дополнительный газогенератор горючего 31 содержит (фиг.8) боковую стенку 194, выполненную из двух оболочек: внутренней 195 и внешней 196 с зазором 197 между ними. На боковой стенке 194 выполнен коллектор 198, полость которого сообщается с зазором 197.In addition, the second
Форсунки окислителя 192 сообщают полость 191 с внутренней полостью 199, а форсунки горючего 193 сообщают полость 200, которая выполнена у нижнего торца газогенератора горючего 31 над его головкой 190 и соединена с зазором 197 - с внутренней полостью 199. Газогенератор горючего 31 имеет запальное устройство 201.The
Четвертая основная турбина 32 содержит, в свою очередь, входной корпус 202 с полостью 203, входной обтекатель 204, сопловой аппарат 205, рабочее колесо 206, спрямляющий аппарат 207, выходной корпус 208 с полостью 209.The fourth
Кроме того, второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит насос горючего 33. Второй дополнительный ТНА горючего 6 имеет вал 34. Вал 34 установлен на опорах 210 и 211. На валу 34 этого ТНА установлены четвертый датчик частоты вращения 212 и четвертый датчик осевых сил 213. ТНА горючего 6 оборудован системой охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит выполненное внутри вала осевое отверстие 214 и радиальные отверстия 215 и 216. Эти отверстия сообщают осевое отверстие 213 с полостями 217 и 218, в которых установлены опоры 210 и 211.In addition, the second
Система продувки ЖРДLRE purge system
Система продувки ЖРД приведена на фиг.4 и содержит, как упоминалось ранее, баллон инертного газа 102, к которому присоединены трубопроводы продувки 103 с клапаном продувки 104. Трубопровод продувки 103 присоединен к нижнему коллектору 11. Система продувки обеспечивает продувку магистралей горючего.The LRE purge system is shown in FIG. 4 and contains, as previously mentioned, an
Система управления ЖРДLPRE control system
На ЖРД установлен бортовой компьютер 219 (фиг.13), к которому электрическими связями 220 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также все запальные устройства. К бортовому компьютеру 219 электрическими связями 220 (фиг.13) подключены:An on-
- запальные устройства 129, 143, 184, 201 и 88,-
- ракетные клапаны 37 и 42,-
- клапаны 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72, 76 и 104,-
- привод 53 регулятора расхода горючего 52, привод 71 регулятора расхода окислителя 70, привод 75 регулятора расхода окислителя 74, привод 67 регулятора расхода окислителя 66.-
- датчики частоты вращения 115, 147, 170 и 212.-
- датчики осевых сил 116, 148, 171, 213. -
Крепление турбонасосных агрегатов Крепление всех ТНА 3…6 выполнено при помощи тяг 221…224 соответственно (фиг.13…16). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.13) или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10) выполнен нижний силовой пояс 78, к которому крепятся при помощи шарниров 225 тяги 221...224. К ТНА 3…6 тяги 221…224 крепятся при помощи шарниров 226. ТНА 3…6 могут быть установлены параллельно продольной оси камеры сгорания (фиг.13 и 14) или под углом к ней (фиг.15). При этом все ТНА 3…6 могут быть установлены под одинаковыми углами к оси камеры сгорания. Возможно крепление всех ТНА при помощи пар тяг (фиг.16).The fastening of turbopump units The fastening of all
Такая схема крепления исключит влияние температурных напряжений в ТНА 3…6 на силовые нагрузки на сопло 2 и влияние гироскопического момента (сил Кориолиса) при маневрировании ракеты.Such a mounting scheme eliminates the influence of temperature stresses in the
Система управления вектором тягиTraction vector control system
Система управления вектором тяги, как упоминалось ранее, включает центральный шарнир 89 и один или два привода 94 (возможно применение четырех приводов 94). В качестве привода 94 может быть использован гидроцилиндр 95, который при помощи шарнира 96 с одной стороны крепится к силовой раме 92, а с другой - при помощи шарнира 97 на верхнем силовом кольце 77. Верхнее силовое кольцо 77 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 95 трубопроводами 98 и 99 присоединен гидораспределитель 100, к которому присоединен насос 101 (фиг.2).The thrust vector control system, as mentioned earlier, includes a
В состав этой системы входят сильфоны 227 и 228, установленные соответственно в трубопроводах 36 и 41 (фиг.13 и 17). На фиг.18 приведены графики изменения температуры продуктов сгорания в основных турбинах 24, 27 и 32 в прототипе и в предложенном ЖРД - 229 и 230 соответственно.The composition of this system includes
РАБОТА ЖРДOPERATION OF LRE
1. Запуск ЖРД1. Launch of the rocket engine
Запуск ЖРД осуществляется следующим образом. Открывают клапаны наддува 39 и 44, включают наддув, потом открывают ракетные клапаны 37 и 42 (фиг.1 и 2). Окислитель и горючее из баков 40 и 35 поступают во все ТНА 3…6.The launch of the rocket engine is as follows. The
Раскручиваются валы всех ТНА 3…6. Датчики частоты вращения 115, 147, 170 и 212 и датчики осевых сил 116, 146, 171 и 213 контролирует процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72 и 76. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 19, 23, 28 и 31. Потом с бортового компьютера 219 по линии связи 220 подают сигнал на запальные устройства камеры сгорания 88 и всех газогенераторов 129, 143, 184 и 201 (фиг.14). Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в четырех газогенераторах 19, 23, 28 и 31, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором - с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 87, где воспламеняются при помощи запальных устройств 88. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2 до 100…200°С. В дальнейшем температура продуктов неполного сгорания горючего повышается до 1200…1500°С в газогенераторе горючего 28, но уменьшается до 900…1000°С, но быстро восстанавливается в третьей основной турбине 27, потом в четвертой основной турбине 32 (линия 229 фиг.18).The shafts of all
2. Регулирование ЖРД2. Regulation of rocket engines
Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют - привод 53 регулятора расхода горючего 52, привод 71 регулятора расхода окислителя 70 и привод 75 регулятора расхода окислителя 74 и привод 67 регулятора расхода окислителя 66, используя заранее запрограммированные сигналы с компьютера 219, передаваемые по электрическим связям 220.The thrust of the liquid propellant rocket engine is controlled by the
Применение двух и боле турбонасосных агрегатов горючего, насосы и основные турбины которых соединены последовательно, позволит повысить давление в камере сгорания. Это можно считать самым существенным преимуществом предложенной схемы по сравнению с прототипом.The use of two or more fuel pumping units, the pumps and main turbines of which are connected in series, will increase the pressure in the combustion chamber. This can be considered the most significant advantage of the proposed scheme compared to the prototype.
4. Управление вектором тяги4. Traction vector control
Управление вектором тяги осуществляется посредством поворота камеры сгорания 1 относительно центрального шарнира 89 при помощи привода (приводов) качания 94. Приводы качания 94 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметрично расположение двух пар ТНА 3…6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес THA 3…6 и вращение пар валов 22, 26, 30 и 34 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.The thrust vector is controlled by rotating the
5. Выключение ЖРД5. Turning off the rocket engine
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 104 и инертным газом из баллона 102 продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.The LRE shutdown is performed in the reverse order. After closing all the fuel and oxidizer valves, the
Применение изобретения позволит:The application of the invention will allow:
Уменьшить вес ЖРД и облегчить его сборку.Reduce the weight of the rocket engine and facilitate its assembly.
Значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес:Significantly improve the specific characteristics of the rocket engine: specific thrust and specific gravity:
- за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов и за счет значительно более высокого давление в камере сгорания (800…1000 кгс/см2) и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания,- due to the complete gasification of the oxidizing agent and fuel before being fed into the combustion chamber, which ensures greater power of turbines and pumps and due to the significantly higher pressure in the combustion chamber (800 ... 1000 kgf / cm 2 ) and high enthalpy of rocket fuel components even before being fed into combustion chamber
- за счет использования двух турбонасосных агрегатов второго горючего, что позволит, используя последовательные гидравлические схемы по линии второго горючего, повысить давление на выходе второго горючего до 1000 кгс/см2 и соответственно повысить давление в камере сгорания.- through the use of two turbopump units of the second fuel, which will allow, using sequential hydraulic circuits along the line of the second fuel, to increase the pressure at the outlet of the second fuel to 1000 kgf / cm 2 and, accordingly, increase the pressure in the combustion chamber.
Повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение.To increase the reliability of the rocket engine due to the separation of the fuel and oxidizer pumps over a considerable distance and the exclusion of the mutual penetration of the oxidizer and fuel and their ignition.
Повысить надежность запуска ЖРД, исключив влияние внешних факторов и температуры компонентов ракетного топлива.To increase the reliability of launching the rocket engine, eliminating the influence of external factors and the temperature of the components of rocket fuel.
Уменьшить длину ТНА и насосов второго горючего за счет применения трех последовательно соединенных ТНА горючего (водорода или метана или другого криогенного или высококипящего горючего).Reduce the length of TNA and second fuel pumps by using three series-connected TNAs of fuel (hydrogen or methane or other cryogenic or high boiling fuel).
Улучшить управляемость вектором тяги ЖРД за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения относительно камеры сгорания четырех ТНА, имеющих вес соизмеримый с весом камеры сгорания и приблизительно одинаковые гироскопические моменты роторов.To improve controllability of the thrust vector of the rocket engine by using a central power hinge and a symmetrical arrangement relative to the combustion chamber of four TNAs, having a weight comparable to the weight of the combustion chamber and approximately the same gyroscopic moments of the rotors.
Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Наиболее оптимально использование ракет, оснащенных такими кислородно-водородными ЖРД, для вывода на орбиту спутников систем глобального дистанционного позиционирования.The invention can be used on missiles of any purpose, including military. The most optimal use of missiles equipped with such oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engines for launching satellites into global orbit systems of global remote positioning.
Так как этот кислородно-водородный жидкостно-ракетный двигатель обладает сверхвысокими удельными энергетическими и низкими весовыми характеристиками, то страна, первая внедрившая этот двигатель, будет несколько сот лет обладать решающим преимуществом в области ракетной техники.Since this oxygen-hydrogen liquid-rocket engine has ultra-high specific energy and low weight characteristics, the country that first introduced this engine will have a decisive advantage in the field of rocket technology for several hundred years.
Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме восстановления приоритета в мирном освоении космоса и обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции во много раз, при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности или выводить спутники связи и систем глобального дистанционного позиционирования по международным договорам для других стран.Having such a patent for an invention, Russian enterprises manufacturing such rocket engines, in addition to restoring priority in peaceful space exploration and ensuring the country's defense capabilities, will be much easier to sell them abroad to allies and friendly countries, while it is possible to increase the price of selling a unit of unique production many times over, lower cost due to simplicity of design and manufacturability or to launch communication satellites and global remote positioning systems under international agreements for other countries.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011154512/06A RU2474719C1 (en) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | Hydrogen-oxygen liquid propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011154512/06A RU2474719C1 (en) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | Hydrogen-oxygen liquid propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2474719C1 true RU2474719C1 (en) | 2013-02-10 |
Family
ID=49120480
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011154512/06A RU2474719C1 (en) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | Hydrogen-oxygen liquid propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2474719C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2773694C1 (en) * | 2021-07-21 | 2022-06-07 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine powered by cryogenic fuel |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3028729A (en) * | 1960-04-12 | 1962-04-10 | United Aircraft Corp | Rocket fuel system |
| US3168807A (en) * | 1961-08-08 | 1965-02-09 | United Aircraft Corp | Nuclear rocket flow control |
| RU2099569C1 (en) * | 1996-01-03 | 1997-12-20 | Конструкторское бюро химавтоматики | Oxygen-hydrogen liquid rocket engine |
| RU2129222C1 (en) * | 1997-02-25 | 1999-04-20 | Конструкторское бюро химавтоматики | Lox/liquid hydrogen engine |
| RU2183759C2 (en) * | 2000-01-27 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Lox/liquid hydrogen engine |
-
2011
- 2011-12-29 RU RU2011154512/06A patent/RU2474719C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3028729A (en) * | 1960-04-12 | 1962-04-10 | United Aircraft Corp | Rocket fuel system |
| US3168807A (en) * | 1961-08-08 | 1965-02-09 | United Aircraft Corp | Nuclear rocket flow control |
| RU2099569C1 (en) * | 1996-01-03 | 1997-12-20 | Конструкторское бюро химавтоматики | Oxygen-hydrogen liquid rocket engine |
| RU2129222C1 (en) * | 1997-02-25 | 1999-04-20 | Конструкторское бюро химавтоматики | Lox/liquid hydrogen engine |
| RU2183759C2 (en) * | 2000-01-27 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Lox/liquid hydrogen engine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2773694C1 (en) * | 2021-07-21 | 2022-06-07 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine powered by cryogenic fuel |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10844808B2 (en) | Rocket engine systems with an independently regulated cooling system | |
| US20180238272A1 (en) | Tri-propellant rocket engine for space launch applications | |
| EP2255081B1 (en) | System, method and apparatus for lean combustion with plasma from an electrical arc | |
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| US20190003423A1 (en) | Dual-expander short-length aerospike engine | |
| RU2520771C1 (en) | Liquid-propellant engine with generator gas staged combustion cycle | |
| RU2420669C1 (en) | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll | |
| RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
| RU2385274C1 (en) | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine | |
| RU2474719C1 (en) | Hydrogen-oxygen liquid propellant rocket engine | |
| RU2455514C1 (en) | Multistage booster-rocket, liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2484286C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
| RU2441170C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles | |
| RU2476709C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2459971C1 (en) | Carrier rocket, liquid-propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2476708C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2481488C1 (en) | Three-component liquid-propellant engine | |
| RU2484287C1 (en) | Three-component liquid-propellant engine | |
| RU2380651C1 (en) | Multistaged air-defense missile | |
| RU2742516C1 (en) | Propulsion system with a rocket engine | |
| RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2476706C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2477809C1 (en) | Three-component liquid-propellant engine | |
| RU2380647C1 (en) | Multistaged cruise missile | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system |