RU2681733C1 - Camera lpr - Google Patents
Camera lpr Download PDFInfo
- Publication number
- RU2681733C1 RU2681733C1 RU2017146960A RU2017146960A RU2681733C1 RU 2681733 C1 RU2681733 C1 RU 2681733C1 RU 2017146960 A RU2017146960 A RU 2017146960A RU 2017146960 A RU2017146960 A RU 2017146960A RU 2681733 C1 RU2681733 C1 RU 2681733C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- central body
- mixing head
- regulator
- subsonic
- chamber
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 10
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims abstract description 5
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims abstract 2
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 4
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
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
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя.The invention relates to liquid rocket engines operating on the first and second stages of the launch vehicle.
Использование на первых ступенях ракет сопел с неизменной степенью расширения приводит к потерям тяги: у Земли (до 20%) - за счет перерасширения продуктов сгорания, на высоте - за счет недорасширения.The use of nozzles with a constant degree of expansion at the first stages of rockets leads to loss of thrust: at the Earth (up to 20%) - due to over-expansion of combustion products, at altitude - due to under-expansion.
К числу известных способов, позволяющих повысить эффективность работы ЖРД по траектории полета относятся:Among the known methods to improve the efficiency of the LRE along the flight path include:
- вдув генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла;- blowing the generator gas into the supersonic part of the nozzle;
- выдвижение щитков в сверхзвуковую часть сопла;- the extension of the shields in the supersonic part of the nozzle;
- изменение степени расширения за счет выдвижных насадков;- change in the degree of expansion due to retractable nozzles;
- использование удаляемой вставки с земным профилем сопла, описанной по авторскому свидетельству №315198;- the use of a removable insert with an earth nozzle profile described by copyright certificate No. 315198;
- расположение индивидуальных камер сгорания вокруг центрального тела;- the location of individual combustion chambers around the central body;
- использование камер с кольцевым критическим сечением, расположенным вокруг центрального тела.- the use of cameras with a critical annular cross-section located around the central body.
Все перечисленные способы имеют существенные недостатки, так как не позволяют повышать удельный импульс тяги по всей траектории полета, значительно увеличивают массу и габариты двигателя. Кроме того, при удалении элементов конструкции двигателя в полете в плотных слоях атмосферы требует отчуждения большой площади земельного участка в районе их падения.All these methods have significant drawbacks, since they do not allow increasing the specific thrust momentum along the entire flight path, and significantly increase the mass and dimensions of the engine. In addition, when removing structural elements of the engine in flight in dense layers of the atmosphere, it requires alienation of a large area of the land in the area of their fall.
Известно регулирование тяги двигателя путем изменения расхода, изложенное в книге Г.Б. Синярев и М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели» на стр. 150-151 «Регулирование сопла при изменении тяги двигателя путем изменения расхода» - принятое за прототип.It is known to control engine thrust by changing the flow rate set forth in the book of GB Sinyarev and M.V. Dobrovolsky “Liquid rocket engines” on pages 150-151 “Regulation of the nozzle when changing the thrust of the engine by changing the flow rate” - adopted as a prototype.
В описанной конструкции прототипа изменение расхода осуществляется за счет профилированной иглы (или центрального тела), перемещающегося в сопле до выходного сечения вдоль оси двигателя.In the described design of the prototype, the flow rate is changed due to the profiled needle (or central body) moving in the nozzle to the exit section along the axis of the engine.
Недостатком данного прототипа является необходимость выдвижения иглы по всей длине дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла до выходного сечения, что требует создания специального устройства, обеспечивающего выдвижение иглы на всю длину сопловой части, а также, ввиду большой консоли, приводит к большим колебаниям иглы не только в районе выходного сечения сопла, но и в районе критического сечения. Кроме того, обеспечить надежное охлаждение иглы и ее прочностные характеристики в высокотемпературном сверхзвуковом потоке ЖРД в настоящее время невозможно.The disadvantage of this prototype is the need to extend the needle along the entire length of the subsonic and supersonic parts of the nozzle to the output section, which requires the creation of a special device that extends the needle throughout the length of the nozzle part, and also, due to the large console, leads to large needle oscillations not only in the region output section of the nozzle, but also in the region of the critical section. In addition, it is currently impossible to ensure reliable cooling of the needle and its strength characteristics in the high-temperature supersonic LRE flow.
Кроме того, целесообразно с точки зрения повышения эффективности двигателя при уменьшении площади критического сечения повышать давление в камере.In addition, it is advisable from the point of view of increasing engine efficiency while reducing the critical section area to increase the pressure in the chamber.
Предлагаемое изобретение устраняет указанные недостатки прототипа и решает техническую задачу по повышению эффективности в виде удельного импульса тяги двигателя по всей траектории полета, не увеличивая массу двигателя.The present invention eliminates these disadvantages of the prototype and solves the technical problem of increasing efficiency in the form of a specific impulse of engine thrust along the entire flight path without increasing the mass of the engine.
Поставленная техническая задача решается тем, что камера ЖРД, содержащая корпус, состоящий из цилиндрической части, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, смесительную головку с подводными магистралями компонентов топлива и центральное тело с каналами тракта охлаждения, расположенное в дозвуковой части камеры, согласно изобретению, центральное тело, установленное с помощью уплотнительных элементов в центральной части смесительной головки с расположением профилированной концевой части в районе критического сечения, соединено с поршнем регулятора критического сечения, при этом регулятор закреплен на корпусе смесительной головки, а магистраль подвода охладителя соединена с каналами тракта охлаждения на наружной поверхности внутренней стенки центрального тела, которые соединены отверстиями с его внутренней полостью и выходным коллектором охладителя на регуляторе.The stated technical problem is solved in that the LRE chamber, comprising a housing consisting of a cylindrical part, a subsonic and supersonic parts of the nozzle, a mixing head with underwater lines of fuel components and a central body with cooling duct channels located in the subsonic part of the chamber, according to the invention, a central body installed using sealing elements in the Central part of the mixing head with the location of the profiled end part in the region of the critical section, is connected to shnem critical section of the regulator, the regulator is fixed on the mixer head housing and the coolant supply line is connected to the cooling path channels in the outer surface of the inner wall of the central body, which holes are connected with the space and the coolant outlet manifold on the controller.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2 и 3.The essence of the invention is illustrated by the circuits shown in FIG. 1, 2 and 3.
Камера ЖРД (фиг. 1) содержит корпус 1 с трактом охлаждения и подводными магистралями 2, смесительную головку 3 с магистралью подвода 4, регулятор критического сечения 5 с подводной 6 и отводной 7 магистралями охлаждения, центральное тело 8 с внутренней стенкой 9, содержащей каналы тракта охлаждения 10 и отверстия 11, соединенные с внутренней полостью 12 и наружной стенкой 13 с отверстиями 14, поршень 15 и подводную магистраль 16 управления давлением.The LRE chamber (Fig. 1) contains a
На фиг. 2 показаны уплотнительные элементы 17, 18, расположенные в центральной части регулятора 5.In FIG. 2 shows the
На фиг. 3 показаны уплотнительные элементы 19, 20, 21, расположенные в смесительной головке 3.In FIG. 3 shows the
Камера ЖРД работает следующим образом.The LRE camera works as follows.
По команде «Запуск» в соответствии с циклограммой работы двигателя охладитель поступает в подводную магистраль 6 регулятора критического сечения 5, а затем через отверстия 14 в наружной стенке 13 центрального тела 8 в каналы 10 внутренней стенке 9 центрального тела 8 и через отверстия 11 во внутреннюю полость 12 центрального тела 8, а затем в регулятор 5 в отводную магистраль 7.According to the “Start” command, in accordance with the engine operation diagram, the cooler enters the underwater line 6 of the
Одновременно с поступлением охладителя в регулятор 5 и на охлаждение центрального тела 8 в соответствии с циклограммой работы двигателя поступают компоненты топлива в подводную магистраль 4, расположенную на смесительной головке 3 и в подводную магистраль 2, расположенную на корпусе 1. При поступлении компонентов топлива в смесительную головку 3 происходит их воспламенение, и двигатель выходит на расчетный режим.At the same time that the cooler enters the
При работе у Земли в плотных слоях атмосферы центральное тело 8 находится в исходном состоянии перед критическим сечением сопла. По мере удаления ракетоносителя от Земли, в соответствии с циклограммой работы двигателя и подъема ракеты, подается команда в подводную магистраль 16 управления давлением, после чего возрастает давление и приводится в движение поршень 15, соединенный с центральным телом 8. Профилированная концевая часть центрального тела 8 постепенно, в соответствии с циклограммой работы двигателя, входит в критическое сечение корпуса 1. При этом изменяется (уменьшается) площадь критического сечения и пропорционально возрастает давление в камере (при сохранении постоянного расхода продуктов сгорания).When working near the Earth in dense layers of the atmosphere, the central body 8 is in the initial state before the critical section of the nozzle. As the carrier rocket moves away from the Earth, in accordance with the engine operation and rocket lift sequence diagram, a command is sent to the underwater
При работе двигателя в разряженных слоях атмосферы профилированная часть центрального тела 8 будет находиться в конечном положении, при этом в камере будет достигнуто расчетное значение давления и в соответствии с этим будет увеличено давление продуктов сгорания в сверхзвуковой части сопла камеры, что приведет к повышению эффективности в виде удельного импульса тяги.When the engine is operating in discharged atmospheric layers, the profiled part of the central body 8 will be in the final position, while the calculated pressure value will be achieved in the chamber and, accordingly, the pressure of the combustion products in the supersonic part of the chamber nozzle will be increased, which will increase the efficiency in the form specific impulse of thrust.
Проведенные в АО КБХА огневые испытания экспериментальной установки с центральным телом тягой 2 тс подтвердили эффективность ее работы и показали повышение удельного импульса тяги на втором режиме примерно на 6 ед.The fire tests conducted at JSC KBHA by an experimental setup with a central body of 2 tf thrust confirmed its efficiency and showed an increase in specific thrust impulse in the second mode by about 6 units.
Таким образом, использование в камере подвижного центрального тела с профилированной концевой частью повышает эффективность работы двигателя в виде повышения удельного импульса тяги по всей траектории полета, не увеличивая существенно массу двигателя.Thus, the use of a movable central body with a profiled end part in the chamber increases the efficiency of the engine by increasing the specific thrust impulse along the entire flight path without significantly increasing the mass of the engine.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017146960A RU2681733C1 (en) | 2017-12-28 | 2017-12-28 | Camera lpr |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017146960A RU2681733C1 (en) | 2017-12-28 | 2017-12-28 | Camera lpr |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2681733C1 true RU2681733C1 (en) | 2019-03-12 |
Family
ID=65805993
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017146960A RU2681733C1 (en) | 2017-12-28 | 2017-12-28 | Camera lpr |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2681733C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2728657C1 (en) * | 2019-05-20 | 2020-07-31 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Chamber of liquid-propellant rocket engine operating on gas-free generator circuit (embodiments) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3094072A (en) * | 1957-12-09 | 1963-06-18 | Arthur R Parilla | Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships |
US4815279A (en) * | 1985-09-27 | 1989-03-28 | The United States Of America As Represented By The National Aeronautics And Space Administration | Hybrid plume plasma rocket |
RU2183762C1 (en) * | 2000-12-07 | 2002-06-20 | Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина | Two-mode nozzle unit for rocket engine |
RU2493412C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid propellant rocket engine |
RU2568854C1 (en) * | 2014-09-15 | 2015-11-20 | Виктор Георгиевич Карелин | Method of formation of thrust of engine with central body and engine for its implementation |
-
2017
- 2017-12-28 RU RU2017146960A patent/RU2681733C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3094072A (en) * | 1957-12-09 | 1963-06-18 | Arthur R Parilla | Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships |
US4815279A (en) * | 1985-09-27 | 1989-03-28 | The United States Of America As Represented By The National Aeronautics And Space Administration | Hybrid plume plasma rocket |
RU2183762C1 (en) * | 2000-12-07 | 2002-06-20 | Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина | Two-mode nozzle unit for rocket engine |
RU2493412C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid propellant rocket engine |
RU2568854C1 (en) * | 2014-09-15 | 2015-11-20 | Виктор Георгиевич Карелин | Method of formation of thrust of engine with central body and engine for its implementation |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2728657C1 (en) * | 2019-05-20 | 2020-07-31 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Chamber of liquid-propellant rocket engine operating on gas-free generator circuit (embodiments) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9816463B2 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
JP2005517862A (en) | Ejector base engine | |
US9726115B1 (en) | Selectable ramjet propulsion system | |
RU2681733C1 (en) | Camera lpr | |
US3303643A (en) | Method and structure for supplying and confining fluid in a reaction chamber | |
RU2742515C1 (en) | Compound propulsion system of reusable first stage launcher | |
US11555471B2 (en) | Thrust chamber device and method for operating a thrust chamber device | |
RU2623134C1 (en) | Solid fueled integrated straight-jet engine | |
RU2615889C1 (en) | Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel | |
US11486336B2 (en) | Propulsion device for liquid propellant rocket engine | |
RU173530U1 (en) | Powerplant hypersonic aircraft | |
RU2682466C1 (en) | Combustion chamber of a dual-mode liquid propellant engine, working on a generator-free scheme | |
RU163848U1 (en) | Pulsating Air-Jet Engine | |
RU2603305C1 (en) | Return carrier rocket stage | |
RU2640893C1 (en) | Combustion chamber of liquid-propellant engine with afterburning of generator gas | |
RU2315193C1 (en) | Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution | |
RU150723U1 (en) | COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE | |
RU2532954C1 (en) | Drone | |
RU2626617C1 (en) | Liquid propellant rocket for the first launch vehicle stage | |
RU2638420C1 (en) | Combustion chamber of liquid-propellant engine (lpe) without generator | |
RU2378166C1 (en) | Multi-stage rocket carrier, method of its launching and nuclear rocket engine | |
RU2517971C1 (en) | Nozzle-free solid-propellant rocket engine | |
RU2799263C1 (en) | Integrated direct-flow air-jet engine | |
RU2405959C1 (en) | Method of gas generation for creation of thrust in air jet engine with multi-stage axial compressor and air jet engine | |
RU2538345C1 (en) | Liquid fuel rocket motor |