RU2612512C1 - Жидкостный ракетный двигатель - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2612512C1 RU2612512C1 RU2016111748A RU2016111748A RU2612512C1 RU 2612512 C1 RU2612512 C1 RU 2612512C1 RU 2016111748 A RU2016111748 A RU 2016111748A RU 2016111748 A RU2016111748 A RU 2016111748A RU 2612512 C1 RU2612512 C1 RU 2612512C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- turbine
- pump
- nozzle head
- gas generator
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/46—Feeding propellants using pumps
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик и надежности ЖРД. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Одной из основных проблем, возникающих при создании ЖРД, является обеспечение максимальных энергетических характеристик и высоких показателей надежности.
Известен ЖРД, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, при этом он снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой (патент РФ №2352804, МПК: F02K 9/44, 06.12.2007).
Указанный ЖРД работает следующим образом.
Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя и далее под напором полным расходом - в газогенератор, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса горючего. Образовавшийся в газогенераторе с большим избытком окислителя газ поступает на турбину, приводя ее в движение, и далее - в форсуночную головку камеры сгорания. Жидкое горючее из бака через насос горючего основным расходом поступает в тракт охлаждения камеры сгорания, где оно подогревается и газифицируется. Далее газообразное горючее из тракта охлаждения поступает на дополнительную турбину, сообщая ей энергию вращения, которая суммируется с энергией турбины, приводя в действие насосы окислителя и горючего. Из дополнительной турбины горючее поступает в форсуночную головку камеры сгорания. В камере сгорания происходит полное сгорание горючего в генераторном газе, имеющем большой избыток окислителя. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сопла камеры сгорания, создавая реактивную тягу двигателя.
Основным недостатком данного ЖРД является опасность возгорания элементов проточной части горячего окислительного газа.
Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет использования в качестве рабочего тела для дополнительной турбины парогазовой смеси, вырабатываемой парогазогенератором.
Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель согласно изобретению содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло.
Предлагаемый ЖРД за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи - повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет использования в качестве рабочего тела для дополнительной турбины парогазовой смеси, вырабатываемой парогазогенератором.
Сущность изобретения иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже.
Предлагаемый ЖРД содержит камеру сгорания 1 с трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, парогазогенератор 4, турбонасосный агрегат 5, включающий в себя насос окислителя 6, насос горючего 7, насос воды 8, турбину 9, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения 2, а выход - с форсуночной головкой 3, дополнительную турбину 10, при этом выход парогазогенератора 4 сообщается с входом дополнительной турбины 10, а на выходе дополнительной турбины 10 установлена выхлопная труба 11, в выходной части которой расположено сопло 12.
Предлагаемый ЖРД работает следующим образом.
Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя 6. Основная часть окислителя из насоса 6 поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, а оставшаяся часть окислителя - в парогазогенератор 4.
Жидкое горючее из бака через насос горючего 7 основным расходом поступает в тракт охлаждения 2 камеры сгорания 1, где оно подогревается и газифицируется. Далее газообразное горючее из тракта охлаждения 2 поступает на турбину 9. После срабатывания на турбине 9 горючее поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1.
Вода из бака через насос воды 8 полным расходом поступает в парогазогенератор 4, куда также поступает часть горючего и окислителя. В парогазогенераторе 4 происходит сгорание компонентов топлива и разбавление полученных высокотемпературных продуктов сгорания водой. Полученная в парогазогенераторе 4 парогазовая смесь поступает в дополнительную турбину 10 и далее через сопло 12, установленное в выходной части выхлопной трубы 11, сбрасывается в окружающую среду. Турбины 9 и дополнительная турбина 10 приводят в действие насосы окислителя 6, насос горючего 7 и насос воды 8.
В камере сгорания 1 основная часть окислителя и горючего, поступающие из насоса окислителя 6 и насоса горючего 7, смешиваются и сгорают. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сопла камеры сгорания 1, создавая реактивную тягу двигателя.
Использование изобретения позволит повысить энергетические характеристики и показатели надежности ЖРД за счет использования в качестве рабочего тела для дополнительной турбины парогазовой смеси, вырабатываемой парогазогенератором.
Claims (1)
- Жидкостный ракетный двигатель, характеризующийся тем, что он содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016111748A RU2612512C1 (ru) | 2016-03-29 | 2016-03-29 | Жидкостный ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016111748A RU2612512C1 (ru) | 2016-03-29 | 2016-03-29 | Жидкостный ракетный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2612512C1 true RU2612512C1 (ru) | 2017-03-09 |
Family
ID=58459406
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016111748A RU2612512C1 (ru) | 2016-03-29 | 2016-03-29 | Жидкостный ракетный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2612512C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111140509A (zh) * | 2019-11-27 | 2020-05-12 | 西安航天动力研究所 | 一种同轴式液氧煤油发动机涡轮泵结构 |
RU2755848C1 (ru) * | 2020-06-23 | 2021-09-22 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" | Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (варианты) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3228162A1 (de) * | 1982-07-28 | 1984-02-09 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Fluessigkeitsraketentriebwerk in nebenstrombauart fuer den betrieb im luftleeren raum |
US4879874A (en) * | 1986-05-07 | 1989-11-14 | National Space Development Agency Of Japan | Liquid fuel rocket engine |
RU2095607C1 (ru) * | 1995-07-19 | 1997-11-10 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе |
RU2352804C1 (ru) * | 2007-12-06 | 2009-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
-
2016
- 2016-03-29 RU RU2016111748A patent/RU2612512C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3228162A1 (de) * | 1982-07-28 | 1984-02-09 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Fluessigkeitsraketentriebwerk in nebenstrombauart fuer den betrieb im luftleeren raum |
US4879874A (en) * | 1986-05-07 | 1989-11-14 | National Space Development Agency Of Japan | Liquid fuel rocket engine |
RU2095607C1 (ru) * | 1995-07-19 | 1997-11-10 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе |
RU2352804C1 (ru) * | 2007-12-06 | 2009-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111140509A (zh) * | 2019-11-27 | 2020-05-12 | 西安航天动力研究所 | 一种同轴式液氧煤油发动机涡轮泵结构 |
CN111140509B (zh) * | 2019-11-27 | 2021-06-08 | 西安航天动力研究所 | 一种同轴式液氧煤油发动机涡轮泵结构 |
RU2755848C1 (ru) * | 2020-06-23 | 2021-09-22 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" | Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (варианты) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8250853B1 (en) | Hybrid expander cycle rocket engine | |
RU2352804C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
JP2006084171A (ja) | 改善されたコアシステムを有するガスタービンエンジンのための冷却システム | |
RU2612512C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2513063C1 (ru) | Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами | |
RU2545615C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
US20130186097A1 (en) | Liquid Fuel Heating System | |
RU2302547C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2095607C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе | |
RU2647937C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2662028C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2450153C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2544684C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2594828C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
RU2551712C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2301352C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель (варианты) | |
RU2692598C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2733460C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2539315C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
RU2376483C1 (ru) | Атомный газотурбинный двигатель с форсажем | |
RU2514466C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2391542C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2771473C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа | |
RU2551713C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2381152C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель с атомными ракетными двигателями |