RU2492342C1 - Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) - Google Patents
Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2492342C1 RU2492342C1 RU2012101267/06A RU2012101267A RU2492342C1 RU 2492342 C1 RU2492342 C1 RU 2492342C1 RU 2012101267/06 A RU2012101267/06 A RU 2012101267/06A RU 2012101267 A RU2012101267 A RU 2012101267A RU 2492342 C1 RU2492342 C1 RU 2492342C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- engine
- cylinders
- oxidizer
- heat exchanger
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть применено в двигательных (ДУ) и энергетических (ЭУ) установках перспективных средств межорбитальной транспортировки (СМТ) - верхних ступеней ракет-носителей (ВС), апогейных ступеней (АС), разгонных блоков (РБ) и межорбитальных буксиров (МБ), предназначенных для доставки космических аппаратов (КА) на различные эллиптические и круговые орбиты, а также на отлетные траектории (к Луне, Марсу и т.д.).The invention relates to rocket and space technology (RCT) and can be used in engine (DE) and power (EU) installations of promising means of interorbital transportation (SMT) - upper stages of launch vehicles (AC), apogee stages (AS), acceleration blocks (RB) and interorbital tugs (MB), designed to deliver spacecraft (SC) to various elliptical and circular orbits, as well as to take-off trajectories (to the Moon, Mars, etc.).
В настоящее время доминирующее положение в ДУ СМТ занимают жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, основными недостатками которой являются высоконапряженные параметры работы, относительная сложность конструкции и пониженная надежность, приводящие к большим затратам времени и средств при отработке ЖРД для достижения требуемой надежности. В связи с этим, а также благодаря прогрессу в создании легких и высокопрочных композиционных материалов, актуальным становится возвращение к разработке и использованию маршевых ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива (ВСПТ), имеющей такие преимущества, как простота, надежность, низкая стоимость разработки и изготовления, быстрое приведение системы в рабочее состояние. Традиционным типом ВСПТ является система с вытеснением жидких компонентов топлива из баков на вход в ЖРД газообразным рабочим телом наддува (например, гелием).At present, the dominant position in the SMT control system is occupied by liquid-propellant rocket engines (LRE) with a turbopump fuel supply system, the main disadvantages of which are high-voltage operating parameters, relative design complexity and reduced reliability, which lead to large expenditures of time and money when working out the LRE to achieve the required reliability . In this regard, and also due to progress in the creation of light and high-strength composite materials, the return to the development and use of marching rocket engines with a fuel displacement system (VSPT), which has such advantages as simplicity, reliability, and low development and manufacturing cost, becomes relevant. quick bringing the system to working condition. A traditional type of VSPT is a system with the displacement of liquid fuel components from the tanks to the entrance to the liquid-propellant rocket with a gaseous supercharging working fluid (for example, helium).
Однако для двигателей СМТ на криогенных, экологически чистых топливах, имеющих, как правило, пониженную плотность (например, топливо Н2+O2), использование традиционной ВСПТ, вместо турбонасосной системы, приводит к значительному снижению массы доставляемого КА и повышению удельной стоимости его доставки вследствие:However, for SMT engines using cryogenic, environmentally friendly fuels, which usually have a reduced density (for example, H 2 + O 2 fuel), the use of the traditional HSPT, instead of a turbopump system, leads to a significant reduction in the mass of delivered spacecraft and an increase in the unit cost of its delivery due to:
- использования крупногабаритных топливных баков с высоким внутрибаковым давлением (pб>4 МПа);- the use of large fuel tanks with high internal tank pressure (p b > 4 MPa);
- большой потребной массы газов наддува баков, являющейся пассивной массой;- a large required mass of gases of pressurization of tanks, which is a passive mass;
- пониженных характеристик ЖРД из-за низкого оптимального давления в камере сгорания pк opt (в частности, для двигателей РБ на топливе Н2+O2 pк орt≤2 МПа).- reduced characteristics of the liquid propellant rocket engine due to the low optimal pressure in the combustion chamber p to opt (in particular, for RB engines with H 2 + O 2 p fuel to ort ≤2 MPa).
Из двигателей с ВСПТ нетрадиционного типа известны два варианта ЖРД многократного включения [1], имеющие повышенную (в сравнении с турбонасосными ЖРД) эффективность применения и взятые в качестве прототипа. Преимущества прототипа [1] перед ЖРД с ВСПТ традиционного типа определяются тем, что его крупногабаритные топливные баки имеют низкое внутрибаковое давление (pб<0,2 МПа), а непосредственное питание двигателя осуществляется самовытеснением газифицируемых компонентов топлива из малоразмерных промежуточных баллонов окислителя (ПБО) и горючего (ПБГ). Газификация горючего и окислителя в ПБО и ПБГ осуществляется за счет тепла, снимаемого с рубашки охлаждения камеры двигателя. В сравнении с ВСПТ традиционного типа такая система подачи позволяет:Of the engines with a non-traditional type of high-speed propulsion system, there are two versions of multiple-engagement rocket engines [1], which have increased (in comparison with turbopump LRE) application efficiency and are taken as a prototype. The advantages of the prototype [1] over traditional-type VREP LREs are determined by the fact that its large fuel tanks have low internal pressure (p b <0.2 MPa), and the engine is directly powered by self-displacing gasified fuel components from small sized intermediate oxidizer cylinders (PBO) and fuel (PBG). Gasification of fuel and oxidizer in the PBO and PBG is carried out due to the heat removed from the cooling jacket of the engine chamber. In comparison with the traditional type of VSPT, such a feed system allows:
- многократно (в 3…6 раз) снизить массу топливных баков и, примерно на порядок, массу системы их наддува (включая массу газов наддува и массу баллонов их хранения);- repeatedly (by 3 ... 6 times) reduce the mass of fuel tanks and, by approximately an order of magnitude, the mass of their pressurization system (including the mass of pressurization gases and the mass of their storage cylinders);
- значительно поднять давление в камере сгорания (КС) двигателя, увеличить степень расширения его сопла и удельный импульс тяги при прочих равных условиях;- significantly increase the pressure in the combustion chamber (CS) of the engine, increase the degree of expansion of its nozzle and the specific impulse of thrust, ceteris paribus;
- обеспечить более высокую полноту сгорания топлива, упрощенное регулирование режимов работы двигателя и снижение массы невырабатываемых топливных остатков благодаря полной газификации компонентов топлива перед их подачей на вход двигателя.- to provide a higher completeness of fuel combustion, simplified regulation of engine operating modes and a reduction in the mass of undeveloped fuel residues due to the complete gasification of fuel components before they are fed to the engine input.
При этом прототип [1] имеет и ряд недостатков. Относительно небольшие объемы и массы высоконапорных средств подачи топлива (ПБО и ПБГ) достигаются за счет малой тяги (Р≤1 кН) и коротких включений двигателя (τвкл≤15 мин). Это, в свою очередь, предполагает использование многовитковых, длительных схем межорбитальных перелетов с большой кратностью включений маршевого двигателя (до n=100 и более).Moreover, the prototype [1] has a number of disadvantages. Relatively small volumes and masses of high-pressure means of fuel supply (PBO and PBG) are achieved due to low thrust (P≤1 kN) and short engine starts (τ on ≤15 min). This, in turn, involves the use of multi-turn, long-distance interorbital flight schemes with a large multiplicity of marching engine starts (up to n = 100 or more).
Ресиверы окислителя и горючего в прототипе [1] имеют относительно небольшие объемы и массу только в случае их использования на участке запуска и выхода ЖРД на установившийся режим (т.е. на участке прогрева его рубашки охлаждения длительностью τвых≤10 с). При необходимости обеспечения длительной и непрерывной работы ЖРД (за счет поочередных включений и «перезарядок» ресивера и промежуточного баллона в линиях подачи каждого из компонентов) длительность включений ресиверов, их требуемые объемы и масса должны быть увеличены на порядок, а при одновременном увеличении и тяги двигателя - на два порядка. При этом для длительной работы ЖРД потребуется четкая синхронизация процессов опорожнения ПБО и ПБГ и их «зарядки» с соответствующим усложнением системы подачи. Дополнительной проблемой является и существенная переменность давления и температуры компонентов топлива, поступающих на вход ЖРД из нерегулируемых ресиверов в процессе их опорожнения.The oxidizer and fuel receivers in the prototype [1] have relatively small volumes and mass only if they are used in the launch and launch section of the LRE to steady state (ie, in the heating section of its cooling jacket with a duration of τ output ≤10 s). If it is necessary to ensure long and continuous operation of the liquid propellant rocket engine (due to alternate switching on and “recharging” of the receiver and the intermediate cylinder in the supply lines of each component), the duration of the receivers inclusion, their required volumes and mass should be increased by an order of magnitude, and at the same time, the engine thrust should be increased - two orders of magnitude. At the same time, for the long-term operation of the liquid propellant rocket engine, a clear synchronization of the processes of emptying the PBO and PBG and their “charging” with the corresponding complication of the supply system will be required. An additional problem is the significant variability of the pressure and temperature of the fuel components entering the LRE input from unregulated receivers during their emptying.
Таким образом, областью эффективного применения прототипа являются межорбитальные перелеты, выполняемые с помощью СМТ (АС, РБ и МБ) по многовитковым схемам, где допустимо использование маршевых ЖРД с ограниченной тягой (Р≤1 кН) и ограниченными импульсами тяги во включениях (I≤106 Н·с).Thus, the area of effective use of the prototype is interorbital flights performed using SMT (AS, RB and MB) according to multi-turn schemes, where marching rocket engines with limited traction (P≤1 kN) and limited traction pulses in inclusions (I≤10 6 N s).
Цель настоящего изобретения состоит в создании надежного и экологически чистого криогенного ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива, обладающего повышенной эффективностью и расширенной областью применения и имеющего:The purpose of the present invention is to create a reliable and environmentally friendly cryogenic liquid propellant rocket engine with a displacing fuel supply system, which has increased efficiency and expanded scope, and having:
- пониженные габариты и массу двигателя в целом;- reduced dimensions and weight of the engine as a whole;
- повышенную равномерность подачи топлива и упрощенные режимы работы;- increased uniformity of fuel supply and simplified modes of operation;
- повышенную надежность запуска двигателя в условиях невесомости;- increased reliability of starting the engine in zero gravity;
- повышенную экономичность двигателя в расходе топлива;- increased engine efficiency in fuel consumption;
- пониженную стоимость разработки и изготовления двигателя.- reduced cost of design and manufacture of the engine.
Поставленная цель достигается в двух вариантах двигателя.The goal is achieved in two engine options.
В первом варианте, в безнасосном криогенном ЖРД, содержащем линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления и камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, рубашку охлаждения камеры двигателя, теплообменники промежуточных баллонов окислителя и горючего с запорными устройствами на входе и камеру сгорания, параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса остатков газа.In the first embodiment, in a non-pumping cryogenic rocket engine containing an oxidizer supply line, which includes a tank connected in series with a liquid oxidizer, an intermediate oxidizer cylinder with shut-off devices at the inlet and outlet and a measuring tank located in its cavity with an expansion nozzle and a heat exchanger, a pressure regulator and a combustion chamber engine, and a fuel supply line, including a tank connected in series with liquid fuel, an intermediate fuel cylinder with shut-off devices at the input and output and located in its cavities with a measuring tank with an expansion nozzle and a heat exchanger, a pressure regulator, an engine chamber cooling jacket, heat exchangers for intermediate oxidizer and fuel cylinders with shut-off devices at the inlet and a combustion chamber, backup cylinders with shut-off devices at the input and output are connected parallel to the intermediate cylinders of the oxidizer and fuel and measuring tanks located in their cavities with an expansion nozzle and a heat exchanger, except for the cavity of all intermediate cylinders through shut-off devices with unified device with effective discharge gas residues.
Отличительными признаками от варианта №1 прототипа [1] является то, что параллельно промежуточным баллонам окислителя и горючего подключают баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, кроме этого полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса остатков газа. Эти отличия позволяют:Distinctive features from the prototype option # 1 [1] is that, in parallel with the intermediate oxidizer and fuel cylinders, doubler cylinders are connected with shut-off devices at the inlet and outlet and with measuring tanks located in their cavities with an expansion nozzle and a heat exchanger, except for the cavity of all intermediate cylinders through locking devices connected to a device for efficient discharge of gas residues. These differences allow you to:
- использовать дублирующий промежуточный баллон в линиях подачи каждого из компонентов во время «перезарядки» основного промежуточного баллона новой порцией жидкого компонента (и наоборот) без останова двигателя;- use a backup intermediate cylinder in the supply lines of each of the components during the “recharge” of the main intermediate cylinder with a new portion of the liquid component (and vice versa) without stopping the engine;
- изъять из состава ЖРД ресиверы окислителя и горючего (поскольку их функции поочередно выполняют основной и дублирующий промежуточные баллоны);- remove from the composition of the LRE receivers of oxidizer and fuel (since their functions are alternately performed by the main and duplicate intermediate cylinders);
- более эффективно использовать газообразные остатки из промежуточных баллонов перед их «перезарядкой» новой порцией жидкого компонента.- it is more efficient to use gaseous residues from intermediate cylinders before “recharging” a new portion of the liquid component.
Поочередное использование в линиях подачи каждого из компонентов двух промежуточных баллонов (вместо одного у прототипа [1]) предоставляет возможности:Alternate use in the supply lines of each of the components of two intermediate cylinders (instead of one of the prototype [1]) provides the following possibilities:
1) увеличения, примерно на порядок, тяги двигателя (либо такого же сокращения емкости промежуточных баллонов при неизменной тяге);1) increase, by approximately an order of magnitude, of engine thrust (or the same reduction in the capacity of intermediate cylinders with constant thrust);
2) реализации непрерывного и сколь угодно длительного установившегося режима работы маршевого ЖРД (независимо от емкости промежуточных баллонов).2) the implementation of a continuous and arbitrarily long steady-state operating mode of the marching rocket engine (regardless of the capacity of the intermediate cylinders).
Эти возможности расширяют область применения предлагаемого двигателя (например, за счет использования в ВС и в многократно более грузоподъемных СМТ, где требуется более высокий уровень тяги), а также повышают эффективность выполнения задач, характерных для прототипа [1]. Например, использование в РБ этого двигателя такой же тяги, что и у прототипа, но имеющего промежуточные баллоны с меньшими габаритами и массой, позволит увеличить массу КА, выводимого на геостационарную орбиту (ГСО), и при этом сократить в ~3 раза длительность его выведения, благодаря возможности длительного включения двигателя (τвкл=2…3 часа) для осуществления разового перехода с геопереходной орбиты (ГПО) на ГСО. (Для сравнения - в варианте прототипа с многократными включениями длительностью τвкл=10…15 мин переход «ГПО→ГСО» должен выполняться по многовитковой и многосуточной схеме).These capabilities expand the scope of the proposed engine (for example, through the use in the aircraft and in many times more lifting SMT, where a higher level of traction is required), as well as increase the efficiency of tasks specific to the prototype [1]. For example, the use of the same thrust in the RB as the prototype, but with intermediate cylinders with smaller dimensions and mass, will increase the mass of the spacecraft launched into the geostationary orbit (GSO), and at the same time reduce the duration of its launch by ~ 3 times , due to the possibility of prolonged engine start-up (τ on = 2 ... 3 hours) for a one-time transition from a geo-transition orbit (GPO) to the GSO. (For comparison, in the prototype version with multiple inclusions with a duration of τ on = 10 ... 15 min, the “GPO → GSO” transition should be performed according to a multi-turn and multi-day scheme).
При этом введение баллонов-дублеров и удаление из состава ЖРД ресиверов окислителя и горючего позволяет получить ряд сопутствующих эффектов.In this case, the introduction of doubler cylinders and the removal of oxidizer and fuel receivers from the LRE allows to obtain a number of concomitant effects.
1. Снижение габаритов и массы двигателя обеспечивается тем, что объемы промежуточных баллонов, «заряжаемых» жидкими окислителем и горючим, могут быть приняты значительно меньшими (как минимум, на порядок) в сравнении с ресиверами прототипа [1], заряжаемьми газообразными компонентами от промежуточных баллонов.1. The reduction in the size and mass of the engine is ensured by the fact that the volumes of the intermediate cylinders “charged” with liquid oxidizing agent and fuel can be taken much smaller (at least an order of magnitude) in comparison with the prototype receivers [1] charged with gaseous components from the intermediate cylinders .
2. Повышение равномерности подачи топлива и упрощение режимов работы ЖРД достигаются использованием в его системе подачи топлива однотипных устройств - промежуточных баллонов, снабженных элементами, регулирующими как интенсивность газификации и нагрев компонентов топлива (путем открытия или закрытия запорных устройств на входах встроенных теплообменников), так и давление подаваемых компонентов (с помощью регулятора давления на выходе промежуточных баллонов).2. Improving the uniformity of fuel supply and simplifying the operating modes of the liquid propellant rocket engine are achieved using the same type of device in its fuel supply system - intermediate cylinders equipped with elements that regulate both the intensity of gasification and heating of fuel components (by opening or closing shut-off devices at the inputs of built-in heat exchangers), and pressure of the supplied components (using the pressure regulator at the outlet of the intermediate cylinders).
В системе подачи топлива прототипа [1] используются разные типы устройств (промежуточные баллоны и ресиверы) с различными давлением и температурой подаваемых компонентов, причем у нерегулируемых ресиверов параметры компонентов топлива на выходе во время работы будут непрерывно меняться, а работа системы подачи компонентов топлива усложнена необходимостью синхронизации процессов опорожнения ПБО и ПБГ, а также их «перезарядки».The prototype fuel supply system [1] uses different types of devices (intermediate cylinders and receivers) with different pressure and temperature of the supplied components, and for unregulated receivers, the parameters of the fuel components at the output will continuously change during operation, and the operation of the fuel component supply system is complicated by the need synchronization of the processes of emptying PBO and PBG, as well as their "recharge".
3. Понижение стоимости разработки и изготовления двигателя обеспечивается за счет отмеченных выше факторов (упрощения состава, снижения габаритов и массы, а также упрощения режимов работы двигателя). Как фактор снижения стоимости изготовления двигателя можно отметить также двукратное (в сравнении с прототипом [1]) повышение серийности производства ПБО и ПБГ.3. The reduction in the cost of developing and manufacturing the engine is ensured by the factors noted above (simplifying the composition, reducing the size and weight, as well as simplifying the operating modes of the engine). As a factor in reducing the cost of manufacturing an engine, one can also note a twofold (in comparison with the prototype [1]) increase in serial production of PBO and PBG.
4. Повышение надежности запуска двигателя в условиях невесомости реализуется за счет многократно увеличенного располагаемого запаса газообразных компонентов топлива в промежуточных баллонах (в сравнении с ресиверами в прототипе [1]).4. Improving the reliability of starting the engine under zero gravity is realized due to the many-fold increase in the available supply of gaseous fuel components in intermediate cylinders (in comparison with the receivers in the prototype [1]).
5. Повышение экономичности ЖРД в расходе топлива достигается максимально полезным расходом газообразных остатков компонентов из промежуточных баллонов (перед их «перезарядкой»), осуществляемым через устройство эффективного сброса остатков газа. Наиболее эффективным вариантом этого устройства являются осевые ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), тяга которых совпадает по направлению с продольной осью ступени. Кроме того, в качестве данного устройства могут рассматриваться:5. Improving the efficiency of LRE in fuel consumption is achieved by the most useful consumption of gaseous component residues from intermediate cylinders (before their "reloading"), carried out through the device for efficient discharge of gas residues. The most effective version of this device is an axial small thrust engine (LRE), the thrust of which coincides in direction with the longitudinal axis of the stage. In addition, as this device can be considered:
- двигатели системы ориентации и стабилизации ступени;- engines of the attitude control and stabilization system;
- осевые газовые сопла;- axial gas nozzles;
- бортовой электрохимический генератор (ЭХГ) системы электроснабжения СМТ и прочие бортовые потребители.- an on-board electrochemical generator (ECG) of the SMT power supply system and other on-board consumers.
Во втором варианте двигателя его рубашка охлаждения разделена (как и у варианта №2 прототипа [1]) на секцию охлаждения горючим и секцию охлаждения окислителем. Здесь безнасосный криогенный ЖРД содержит линию подачи окислителя, включающую последовательно соединенные бак с жидким окислителем, промежуточный баллон окислителя с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашки охлаждения камеры двигателя окислителем, теплообменник промежуточного баллона подачи окислителя с запорным устройством на входе, камеру сгорания двигателя, и линию подачи горючего, включающую последовательно соединенные бак с жидким горючим, промежуточный баллон горючего с запорными устройствами на входе и выходе и расположенной в его полости мерной емкостью с расширительным соплом и теплообменником, регулятор давления, секцию рубашку охлаждения камеры двигателя горючим, теплообменник промежуточного баллона горючего с запорным устройством на входе и камеру сгорания двигателя. В этом варианте двигателя отличительным признаком от варианта №2 прототипа [1], также как и в описанном выше первом варианте, является то, что параллельно промежуточным баллонам горючего и окислителя подключены баллоны-дублеры с запорными устройствами на входе и выходе и расположенными в их полостях мерными емкостями с расширительным соплом и теплообменником, а полости всех промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса остатков газа.In the second version of the engine, its cooling jacket is divided (as in option No. 2 of the prototype [1]) into a fuel cooling section and an oxidizer cooling section. Here, the non-pumping cryogenic liquid propellant rocket engine contains an oxidizer supply line, which includes a tank connected in series with a liquid oxidizer, an intermediate oxidizer cylinder with shut-off devices at the inlet and outlet and a measuring tank located in its cavity with an expansion nozzle and a heat exchanger, a pressure regulator, and an oxidizer section of the engine cooling chamber cooling jacket, the heat exchanger of the intermediate oxidizer supply cylinder with a shut-off device at the inlet, the combustion chamber of the engine, and the fuel supply line, including a follower but the tank is connected with liquid fuel, an intermediate fuel cylinder with shut-off devices at the inlet and outlet and a measuring tank located in its cavity with an expansion nozzle and a heat exchanger, a pressure regulator, a section for cooling the chamber of the engine chamber with fuel, an heat exchanger of an intermediate fuel cylinder with a shut-off device at the inlet and combustion chamber of the engine. In this embodiment of the engine, a distinctive feature of prototype option No. 2 [1], as well as in the first embodiment described above, is that backup cylinders with locking devices at the inlet and outlet and located in their cavities are connected in parallel to the intermediate cylinders of the fuel and oxidizer measuring tanks with an expansion nozzle and a heat exchanger, and the cavities of all intermediate cylinders are connected via shut-off devices to a device for efficient discharge of gas residues.
В отличие от первого варианта, здесь теплообменники ПБО и его баллона-дублера используют в качестве теплоносителя окислитель (а не горючее, как в первом варианте) со своим отдельным источником тепла - секцией рубашки охлаждения камеры двигателя окислителем. Это делает полностью независимыми контуры подачи окислителя и горючего, минимизируя возможность их контакта внутри двигателя, что обеспечит его более высокую надежность и повышенную безопасность эксплуатации.Unlike the first option, here the heat exchangers of the PBO and its doubler cylinder use an oxidizing agent (rather than fuel, as in the first embodiment) with their own separate heat source - the section of the jacket of the cooling chamber of the engine oxidizer. This makes the oxidant and fuel supply circuits completely independent, minimizing the possibility of their contact inside the engine, which will ensure its higher reliability and increased operational safety.
Предлагаемые технические решения иллюстрируются чертежами, приведенными на Фиг.1÷Фиг.3. На Фиг.1 изображена схема первого варианта безнасосного криогенного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД №1), а на Фиг.2 - схема его второго варианта (ЖРД №2). На фиг.3 изображена схема промежуточного баллона, принятая единой как для окислителя и горючего, так и для вариантов ЖРД №1 и ЖРД №2.The proposed technical solutions are illustrated by the drawings shown in Fig.1 ÷ Fig.3. Figure 1 shows a diagram of a first embodiment of a pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (LRE No. 1), and Figure 2 shows a diagram of its second variant (LRE No. 2). Figure 3 shows a diagram of an intermediate cylinder, adopted uniform for both the oxidizing agent and fuel, and for the options LRE No. 1 and LRE No. 2.
В обоих вариантах (Фиг.1 и 2) безнасосный криогенный ЖРД содержит систему подачи окислителя с баком жидкого окислителя 1, промежуточными баллонами окислителя 2 и 3, регулятором давления 4, запорными устройствами (ЗУ) и трубопроводами, систему подачи горючего с баком жидкого горючего 5, промежуточными баллонами горючего 6 и 7, регулятором давления 8, запорными устройствами и трубопроводами, устройство эффективного сброса остатков газа 9 и камеру двигателя 10 с камерой сгорания 11. В первом варианте (Фиг.1) ЖРД имеет единую рубашку охлаждения 12, а во втором варианте (Фиг.2) - рубашку с раздельными секциями охлаждения окислителем 13 и горючим 14.In both versions (Figs. 1 and 2), the non-pumping cryogenic liquid propellant rocket engine contains an oxidizer supply system with a
На схеме промежуточного баллона (Фиг.3) показаны бак с жидким окислителем 1 (или с жидким горючим 5), снабженный заборным устройством 15, промежуточный баллон 2 (или 3, 6, 7) с запорными устройствами 16, 17, 18, 19 и с расположенной в полости баллона 20 мерной емкостью 21, имеющей теплообменник 22 с выходным патрубком 23 и расширительное сопло 24 (дан вариант щелевого кольцеобразного сопла).The diagram of the intermediate cylinder (Figure 3) shows a tank with a liquid oxidizing agent 1 (or with liquid fuel 5), equipped with a
В обоих вариантах ЖРД (Фиг.1 и 2) все ПБО (2 и 3) и ПБГ (6 и 7) действуют одинаковым образом. Рассмотрим их работу на примере баллонов окислителя.In both variants of the liquid propellant rocket engine (Figs. 1 and 2), all PBOs (2 and 3) and PBG (6 and 7) act in the same way. Consider their work on the example of oxidizer cylinders.
В исходном положении камера двигателя (КД) 10 (см. Фиг.1 и 2) работает на газифицированном окислителе из ПБО 3. При этом баллон-дублер 2 (Фиг.3) вакуумирован, его ЗУ 16, 17, 18 и 19 закрыты, а жидкий окислитель в баке 1 находится в осажденном положении (у заборного устройства 15 на нижнем днище бака) за счет действия осевой перегрузки от тяги работающего ЖРД.In the initial position, the engine chamber (KD) 10 (see FIGS. 1 and 2) operates on a gasified oxidizer from
При открытии ЗУ 16, под действием внутреннего давления в баке 1 жидкий окислитель вытесняется в мерную емкость 21. После ее заполнения ЗУ 16 запирается и открывается ЗУ 18, в результате чего на вход теплообменника 22 подается теплоноситель, нагретый в рубашке охлаждения (горючее из рубашки охлаждения 12 в варианте ЖРД №1 на Фиг.1 или окислитель из секции 13 рубашки охлаждения в варианте ЖРД №2 на Фиг.2). Под действием подводимого тепла окислитель в емкости 21 (на Фиг.3) испаряется, затем, пройдя через расширительное сопло 24, полностью газифицируется и заполняет полость 20, вызывая рост давления в ней. При достижении определенного давления, сигнализирующего о готовности баллона 2 к работе, ЗУ 18 закрывается, прекращая подачу теплоносителя на вход теплообменника 22. Далее, по факту опорожнения ПБО 3 (на Фиг.1 и 2) и закрытия ЗУ на его выходе, определяемому моментом падения давления в ПБО 3 ниже рабочего уровня, выходное ЗУ 17 (на Фиг.3) у баллона-дублера 2 открывается и газообразный окислитель начинает поступать через регулятор давления 4 (на Фиг.1 и 2) либо в КС 11 в варианте ЖРД №1 (на Фиг.1), либо в секцию 13 рубашки охлаждения КД в варианте ЖРД №2 (на Фиг.2). При этом ЗУ 18 на входе теплообменника баллона-дублера 2 (на Фиг.3) открывается и теплоноситель поступает в теплообменник 22 для поддержания процесса газификации окислителя и выхода баллона-дублера 2 на установившийся режим питания КД окислителем.When the
Далее, с выходом баллона-дублера 2 на установившийся режим работы открывается ЗУ 19 опорожненного ПБО 3 и из его полости 20 производится «сброс» остатков газообразного окислителя через устройство 9 на Фиг.1 и 2 (например, через осевые ЖРДМТ). После вакуумирования полости 20 (на Фиг.3) ПБО 3 и закрытия ЗУ 19 полуцикл работы системы подачи окислителя завершен - система приведена к выше описанному исходному состоянию, когда ПБО 3 и баллон-дублер 2 поменялись ролями и ПБО 3 подготовлен к «зарядке» новой порцией жидкого окислителя.Further, with the exit of the
Аналогичные и параллельно идущие процессы имеют место с ПБГ 6 и его баллоном-дублером 7 в линии подачи горючего.Similar and parallel processes take place with
В линиях подачи окислителя и горючего, в любой момент времени полета СМТ, в одном из пары промежуточных баллонов внутреннее давление газообразного компонента всегда будет не ниже рабочего давления подачи компонента на вход в двигатель и всегда будет выше давления подачи этого компонента в другие текущие бортовые потребители - двигатели системы ориентации и стабилизации СМТ, топливные элементы бортового ЭХГ системы электроснабжения (если такой имеется) и пр. Таким образом, предлагаемый безнасосный криогенный ЖРД может выполнять не только собственные функции (как движителя), но и функции систем подачи основных компонентов топлива в бортовую энергоустановку, в ДУ ориентации и стабилизации СМТ и пр. Это дает дополнительный эффект, позволяя упростить состав СМТ, снизить массу его конструкции и, соответственно, увеличить массу выводимого полезного груза.In the oxidizer and fuel supply lines, at any time during the SMT flight, in one of the pair of intermediate cylinders, the internal pressure of the gaseous component will always be not lower than the working pressure of the component at the engine inlet and will always be higher than the pressure of this component to other current on-board consumers - engines of the SMT orientation and stabilization system, fuel cells of an onboard ECG power supply system (if any), etc. Thus, the proposed pump-free cryogenic rocket engine can perform not only about the eigenfunctions (as a propulsion unit), but also the functions of the systems for supplying the main fuel components to the on-board power plant, in the remote control for the orientation and stabilization of the SMT, etc. This gives an additional effect, allowing to simplify the composition of the SMT, reduce the mass of its structure and, accordingly, increase the mass of the output payload.
Предлагаемый ЖРД реализует такие же эффективные многовитковые схемы межорбитальных перелетов с минимальными энергозатратами (с включениями двигателя в апсидальных точках промежуточных орбит), что и прототип [1]. Однако необходимая кратность включения ЖРД, число промежуточных орбитальных витков и, соответственно, продолжительность межорбитального перелета здесь могут быть многократно уменьшены как за счет повышения (на порядок) тяги двигателя, так и за счет возможности сколь угодно увеличенной длительности его непрерывной работы.The proposed liquid-propellant rocket engine implements the same effective multi-turn schemes of interorbital flights with minimal energy consumption (with engine starts at apsidal points of intermediate orbits) as the prototype [1]. However, the required multiplicity of the LRE inclusion, the number of intermediate orbital turns and, accordingly, the duration of the interorbital flight here can be repeatedly reduced both due to an increase (by an order of magnitude) in engine thrust, and due to the possibility of an arbitrarily increased duration of its continuous operation.
Оба варианта предлагаемого безнасосного криогенного ЖРД имеют, как минимум, те же, что и у прототипа [1], описанные выше преимущества перед двигателями с ВСПТ традиционного типа. В сравнении же с наилучшими образцами турбонасосных ЖРД оба варианта предлагаемого безнасосного криогенного ЖРД обладают всеми достоинствами двигателей с ВСПТ (простота, надежность, низкая стоимость разработки и изготовления, быстрое приведение системы в рабочее состояние) и имеют при этом преимущество в эффективности применения в составе СМТ как по энергетическим, так и технико-экономическим показателям.Both versions of the proposed non-pumping cryogenic rocket engine have, at least, the same as the prototype [1], the above advantages over conventional VSPT engines. In comparison with the best examples of turbopump liquid-propellant rocket engines, both versions of the proposed pumpless cryogenic liquid-propellant rocket engine have all the advantages of VSPT engines (simplicity, reliability, low development and manufacturing costs, quick bringing the system into working condition) and have an advantage in the efficiency of application as according to energy and technical and economic indicators.
Использованная литератураReferences
1. Заявка на патент РФ №2011101528 «Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты)» с приоритетом от 18.01.2011 г.1. Application for a patent of the Russian Federation No. 20111101528 "Liquid rocket engine multiple activation (options)" with priority from 01/18/2011
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012101267/06A RU2492342C1 (en) | 2012-01-17 | 2012-01-17 | Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012101267/06A RU2492342C1 (en) | 2012-01-17 | 2012-01-17 | Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012101267A RU2012101267A (en) | 2013-07-27 |
| RU2492342C1 true RU2492342C1 (en) | 2013-09-10 |
Family
ID=49155274
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012101267/06A RU2492342C1 (en) | 2012-01-17 | 2012-01-17 | Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2492342C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2538190C1 (en) * | 2013-10-11 | 2015-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Power pack of reaction control system of flight vehicle |
| RU2760369C1 (en) * | 2021-06-15 | 2021-11-24 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химического машиностроения имени А.М. Исаева" | Liquid rocket propulsion system of a space vehicle |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5027596A (en) * | 1988-07-16 | 1991-07-02 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | High performance propulsion thruster, especially for attitude and orbit control of a space flight body |
| US5279484A (en) * | 1992-03-11 | 1994-01-18 | Loral Aerospace Corporation | Manned space vehicle with low-level hydrogen-oxygen-carbon dioxide propulsion unit |
| RU2197630C1 (en) * | 2002-03-15 | 2003-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Solar heat rocket engine and method of its operation |
| RU2364742C1 (en) * | 2008-04-17 | 2009-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Liquid-propellant rocket engine of multiple start-up (versions) |
-
2012
- 2012-01-17 RU RU2012101267/06A patent/RU2492342C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5027596A (en) * | 1988-07-16 | 1991-07-02 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | High performance propulsion thruster, especially for attitude and orbit control of a space flight body |
| US5279484A (en) * | 1992-03-11 | 1994-01-18 | Loral Aerospace Corporation | Manned space vehicle with low-level hydrogen-oxygen-carbon dioxide propulsion unit |
| RU2197630C1 (en) * | 2002-03-15 | 2003-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Solar heat rocket engine and method of its operation |
| RU2364742C1 (en) * | 2008-04-17 | 2009-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Liquid-propellant rocket engine of multiple start-up (versions) |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| C2, 10.12.2001. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2538190C1 (en) * | 2013-10-11 | 2015-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Power pack of reaction control system of flight vehicle |
| RU2760369C1 (en) * | 2021-06-15 | 2021-11-24 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химического машиностроения имени А.М. Исаева" | Liquid rocket propulsion system of a space vehicle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012101267A (en) | 2013-07-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10844808B2 (en) | Rocket engine systems with an independently regulated cooling system | |
| US9850008B2 (en) | Integrated vehicle fluids | |
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| EP2466188B1 (en) | Continuous flow thermodynamic pump | |
| US11459130B2 (en) | Integration of fuel cell with cryogenic source for cooling and reactant | |
| CN1021470C (en) | Propellant of rocket-engine plants | |
| US11982249B1 (en) | Integrated vehicle fluids | |
| US20020139901A1 (en) | X33 aeroshell and bell nozzle rocket engine launch vehicle | |
| FR2822193A1 (en) | LOW-PUSH CRYOTECHNIC PROPULSION MODULE | |
| US10717550B1 (en) | Integrated vehicle fluids | |
| US20100269487A1 (en) | Thermally-integrated fluid storage and pressurization system | |
| CN108590887A (en) | Cryogenic propulsion system based on steam cooling screen | |
| Oleson et al. | Compass Final Report: Nuclear Electric Propulsion (NEP)-Chemical Vehicle 1.2 | |
| RU2492342C1 (en) | Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) | |
| RU2447313C1 (en) | Restartable liquid-propellant engine (versions) | |
| RU2215891C2 (en) | Impulse solar rocket engine installation | |
| US7926276B1 (en) | Closed cycle Brayton propulsion system with direct heat transfer | |
| RU2364742C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine of multiple start-up (versions) | |
| RU2486113C1 (en) | Space object cryogenic liquid-propellant engine starting system | |
| JP2016540153A (en) | Equipment for supplying propellant to rocket engine propulsion room | |
| US11897636B2 (en) | Rocket propulsion system, method, and spacecraft | |
| RU2605163C2 (en) | Pulse jet propulsion plant of spacecraft | |
| RU2197630C1 (en) | Solar heat rocket engine and method of its operation | |
| RU2310768C2 (en) | Impulse-action rocket solar oxygen-hydrogen propulsion plant | |
| RU2309092C2 (en) | Orbital filling module |