RU2755848C1 - Combined-circuit cryogenic liquid propellant rocket engine (variants) - Google Patents
Combined-circuit cryogenic liquid propellant rocket engine (variants) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2755848C1 RU2755848C1 RU2020121432A RU2020121432A RU2755848C1 RU 2755848 C1 RU2755848 C1 RU 2755848C1 RU 2020121432 A RU2020121432 A RU 2020121432A RU 2020121432 A RU2020121432 A RU 2020121432A RU 2755848 C1 RU2755848 C1 RU 2755848C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- oxidizer
- fuel
- inlet
- chamber
- 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
- F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) и энергоустановках различного назначения, использующих криогенные компоненты топлива.The invention relates to the field of rocketry and can be used in liquid-propellant rocket engines (LRE) and power plants for various purposes using cryogenic propellants.
В настоящее время при создании ЖРД применяются высокоэффективные криогенные компоненты топлива - окислитель жидкий кислород, горючее метан или водород. Применение метана и водорода позволяет реализовать безгенераторную схему двигателя с применением в системе подачи компонентов топлива привода турбин турбонасосных агрегатов горючим, газифицированным в тракте охлаждения камеры двигателя.Currently, when creating a liquid-propellant rocket engine, highly efficient cryogenic fuel components are used - liquid oxygen oxidizer, methane or hydrogen fuel. The use of methane and hydrogen makes it possible to implement a generatorless scheme of the engine with the use of fuel gasified in the cooling path of the engine chamber in the system of supplying the fuel components of the turbine drive of the turbopump units.
В маршевых кислородно-водородных ЖРД главной задачей является обеспечение максимального давления в камере для достижения минимальных габаритов и высокого удельного импульса. Поэтому применительно к маршевым ЖРД генераторная схема обладает несомненными преимуществами по отношению к безгенераторной схеме. Но это достоинство генераторной схемы требует высокой напряженности рабочих лопаток турбины водородного турбонасосного агрегата. Высокие температура рабочего газа и окружная скорость рабочих колес ограничивают длительность работы рабочих лопаток турбины водородного турбонасосного агрегата, а, следовательно, и всего двигателя.In cruise oxygen-hydrogen rocket engines, the main task is to ensure maximum pressure in the chamber to achieve minimum dimensions and high specific impulse. Therefore, as applied to sustainer rocket engines, the generator circuit has undoubted advantages in relation to the generatorless circuit. But this advantage of the generator circuit requires a high tension of the rotor blades of the turbine of the hydrogen turbopump unit. The high temperature of the working gas and the peripheral speed of the impellers limit the duration of the operation of the rotor blades of the turbine of the hydrogen turbopump unit, and, consequently, of the entire engine.
Кислородно-водородные ЖРД разгонных блоков имеют длительное время работы и многократное включение. Разгонный блок должен обеспечить точное выведение и сохранность полезной нагрузки на последнем этапе работы ракетно-космической системы. Поэтому одним из главных требований к двигателю разгонного блока является обеспечение высокой надежности. Наиболее полно этому требованию отвечает ЖРД безгенераторной схемы, которая обеспечивает пониженную напряженность турбины водородного турбонасосного агрегата, благодаря низкой температуре рабочего газа. Кроме того, низкая температура рабочего газа турбины турбонасосных агрегатов обеспечивает низкую температуру конструкции двигателя после его останова, что благоприятно сказывается на обеспечении повторных включений двигателя.Oxygen-hydrogen liquid-propellant rocket engines of upper stages have a long operating time and multiple switching on. The upper stage must ensure accurate launching and safety of the payload at the last stage of the rocket and space system operation. Therefore, one of the main requirements for the upper stage engine is to ensure high reliability. This requirement is most fully met by a generatorless rocket engine, which provides a reduced turbine voltage of a hydrogen turbopump unit, due to the low temperature of the working gas. In addition, the low temperature of the working gas of the turbine of the turbopump units provides a low temperature of the engine structure after its shutdown, which favorably affects the provision of repeated engine starts.
Достоинство ЖРД безгенераторной схемы состоит в том, что, благодаря низкой температуре рабочего газа турбины, величины окружной скорости колеса турбины и напряжений в рабочих лопатках турбины не являются критичными для водородного турбонасосного агрегата. Низкая температура рабочего газа турбины - достоинство двигателя безгенераторной схемы, но это достоинство одновременно является и его недостатком по отношению к двигателям с газогенератором. Из-за низкой температуры рабочий газ турбины в безгенераторной схеме имеет работоспособность (R⋅T - произведение газовой постоянной R и температуры Т) примерно в 1,5 раза меньше, чем в схеме двигателя с газогенератором. Поэтому комбинированная схема жидкостного ракетного двигателя с газогенератором в системе подачи окислителя позволяет реализовать более высокое давление камере.The advantage of the generatorless rocket engine is that, due to the low temperature of the working gas of the turbine, the circumferential speed of the turbine wheel and the stresses in the turbine rotor blades are not critical for the hydrogen turbopump unit. The low temperature of the working gas of the turbine is an advantage of a generatorless engine, but this advantage is at the same time its disadvantage in relation to engines with a gas generator. Due to the low temperature, the working gas of the turbine in the generatorless scheme has an operability (R⋅T - the product of the gas constant R and the temperature T) approximately 1.5 times less than in the engine scheme with a gas generator. Therefore, the combined scheme of a liquid-propellant rocket engine with a gas generator in the oxidizer supply system makes it possible to realize a higher pressure in the chamber.
Известен двухкомпонентный ЖРД, содержащий камеру, турбонасосный агрегат (ТНА) (Патент РФ 2232915. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза). Оба насоса турбонасосного агрегата расположены на одном валу, а привод турбины осуществляется высокотемпературным генераторным газом. Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:Known two-component rocket engine containing a chamber, a turbopump unit (TNA) (RF Patent 2232915. Liquid propellant rocket engine with afterburning turbogas). Both pumps of the turbopump unit are located on the same shaft, and the turbine is driven by high-temperature generator gas. The specified liquid-propellant engine has the following disadvantages:
- не обеспечивается оптимальная частота вращения и, как следствие, оптимальная экономичность насосов окислителя и горючего;- the optimal speed is not ensured and, as a result, the optimal efficiency of the oxidizer and fuel pumps;
- при регулировании работы двигателя параметры насосов окислителя и горючего жестко завязаны между собой;- when regulating the operation of the engine, the parameters of the oxidizer and fuel pumps are rigidly tied to each other;
- использование высокотемпературного генераторного газа снижает запас работоспособности турбины и долговечность ее рабочих лопаток;- the use of high-temperature generator gas reduces the turbine operability margin and the durability of its rotor blades;
- использование высокотемпературного генераторного газа повышает температуру конструкции двигателя после его останова, что неблагоприятно сказывается на обеспечении повторных включений двигателя;- the use of high-temperature generator gas increases the temperature of the engine structure after its shutdown, which adversely affects the provision of repeated engine starts;
- применение газогенератора приводит к повышенной неравномерности температуры на входе турбины, что снижет долговечность ее рабочих лопаток.- the use of a gas generator leads to increased temperature irregularity at the turbine inlet, which reduces the durability of its rotor blades.
Известен двухкомпонентный ЖРД, содержащий камеру, турбонасосные агрегаты горючего и окислителя, привод турбин которых осуществляется генераторным газом (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др. - М.: Машиностроение. - 1989. С. 94, рис. 5.7). Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:Known two-component rocket engine, containing a chamber, turbopump assemblies of fuel and oxidizer, the turbines are driven by generator gas (Construction and design of liquid-propellant rocket engines / G.G. Gakhun, V.I.Baulin, V.A. Volodin, etc. - M. : Mechanical Engineering. - 1989. S. 94, Fig. 5.7). The specified liquid-propellant engine has the following disadvantages:
- применение высокотемпературного генераторного газа снижает запас работоспособности турбин и их долговечность;- the use of high-temperature generator gas reduces the turbine operating capacity and their durability;
- применение газогенератора приводит к повышенной неравномерности температуры на входе турбин, что снижает их долговечность;- the use of a gas generator leads to increased temperature irregularity at the inlet of the turbines, which reduces their durability;
- использование высокотемпературного генераторного газа повышает температуру конструкции двигателя после его останова, что неблагоприятно сказывается на обеспечении повторных включений двигателя;- the use of high-temperature generator gas increases the temperature of the engine structure after its shutdown, which adversely affects the provision of repeated engine starts;
- регулирование двигателя связано с изменением температуры на выходе газогенератора.- the regulation of the engine is associated with a change in the temperature at the outlet of the gas generator.
Известен кислородо-водородный ракетный двигатель, включающий камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом, автономные турбонасосные агрегаты (Патент РФ 2183759. Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель). Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:Known oxygen-hydrogen rocket engine, including a chamber with a regenerative cooling path with hydrogen, autonomous turbopump units (RF Patent 2183759. Oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine). The specified liquid-propellant engine has the following disadvantages:
- безгенераторная схема привода турбины в линии подачи кислорода обеспечивает понижение напряженности турбины кислородного ТНА по сравнению с генераторной схемой, в которой запасы работоспособности кислородного ТНА далеки от предельно допустимых значений, но использование генераторной схемы в линии подачи водорода сохраняет главный недостаток водородного ТНА - высокую напряженность турбины;- generatorless turbine drive circuit in the oxygen supply line provides a decrease in the tension of the turbine of the oxygen HPA in comparison with the generator circuit, in which the operational reserves of the oxygen HPA are far from the maximum permissible values, but the use of the generator circuit in the hydrogen supply line retains the main disadvantage of the hydrogen HPA - the high tension of the turbine ;
- сброс газа после турбины водородного ТНА в сопло камеры или в сопла крена соответствует открытой схеме, что значительно снижает удельный импульс.- the discharge of gas after the turbine of the hydrogen TNA into the nozzle of the chamber or into the nozzles of the roll corresponds to an open circuit, which significantly reduces the specific impulse.
Известен ЖРД, выполненный по безгенераторной схеме, содержащий камеры, турбонасосные агрегаты горючего и окислителя (Дмитренко А.И., Иванов А.В., Рачук B.C. Турбонасосные агрегаты для водородных ЖРД, разработанных КБХА. Научно-технический сборник. КБ химавтоматики: В 3 томах / Под ред. B.C. Рачука - Воронеж: «Карта», 2012. Т. 2 - прототип) для привода турбин турбонасосных агрегатов использовано горючее, газифицированное в тракте охлаждения камеры, доля мощности турбонасосного агрегата горючего составляет 84% от общей мощности системы питания, турбонасосного агрегата окислителя - 14,7%. Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:Known rocket engine, made on a generatorless scheme, containing chambers, turbopump assemblies of fuel and oxidizer (Dmitrenko A.I., Ivanov A.V., Rachuk BC Turbopumping units for hydrogen rocket engines, developed by KBKhA. Scientific and technical collection. KB chemical automatics:
- относительно низкое давление в камере двигателя, что увеличивает его габариты;- relatively low pressure in the engine chamber, which increases its dimensions;
- сложность форсирования и регулирования двигателя из-за ограничений по температуре рабочего тела турбин;- the complexity of forcing and regulating the engine due to the limitations on the temperature of the working fluid of the turbines;
- относительно низкая высота лопаток турбин из-за низкой температуры газа на входе турбин и, как следствие пониженная экономичность турбин.- relatively low height of turbine blades due to low gas temperature at the turbine inlet and, as a consequence, reduced efficiency of turbines.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков жидкостного ракетного двигателя, повышение его экономичности, снижение массы и габаритов.The objective of the present invention is to eliminate the indicated disadvantages of a liquid-propellant rocket engine, increase its efficiency, reduce weight and dimensions.
Технический эффект по первому варианту достигается тем, что в криогенном жидкостном ракетном двигателе комбинированной схемы, содержащем камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, вход турбины которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а ее выход соединен с входом головки камеры, магистрали окислителя и горючего высокого давления согласно изобретению на входе в турбину турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход в газогенератор соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления.The technical effect according to the first option is achieved by the fact that in a cryogenic liquid-propellant rocket engine of a combined circuit containing a chamber with a head and a cooling path, an oxidizer turbo pump unit consisting of an oxidizer pump and a turbine, a fuel turbo pump unit consisting of a fuel pump and a turbine, the turbine inlet of which is connected to the outlet of the chamber cooling path, and its outlet is connected to the inlet of the chamber head, the oxidizer line and the high-pressure fuel according to the invention, a gas generator is installed at the inlet to the turbine of the oxidizer turbopump unit, which generates a working gas for driving the turbine, and the inlet to the gas generator is connected to the oxidizer lines and high pressure fuel.
Массовый расход окислителя, поступающего в газогенератор, может быть больше массового расхода горючего, поступающего в газогенератор.The mass flow rate of the oxidizer entering the gasifier may be greater than the mass flow rate of the fuel entering the gasifier.
Весь массовый расход окислителя может поступать в газогенератор.The entire mass flow rate of the oxidizer can enter the gasifier.
Массовый расход горючего, поступающего в газогенератор, может быть больше массового расхода окислителя, поступающего в газогенератор.The mass flow rate of the fuel entering the gasifier may be greater than the mass flow rate of the oxidizer entering the gasifier.
Выход турбины турбонасосного агрегата окислителя может быть соединен с головкой камеры двигателя.The turbine outlet of the oxidizer turbo pump assembly can be connected to the engine chamber head.
Выход турбины турбонасосного агрегата окислителя может быть соединен с окружающей средой.The turbine outlet of the oxidizer turbo pump assembly can be connected to the environment.
Выход турбины турбонасосного агрегата окислителя может быть соединен с рулевыми камерами.The turbine outlet of the oxidizer turbo pump assembly can be connected to the steering chambers.
Технический эффект по второму варианту достигается тем, что в криогенном жидкостном ракетном двигателе комбинированной схемы, содержащем камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, вход турбины которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а ее выход соединен с входом головки камеры, магистрали окислителя и горючего высокого давления согласно изобретению на входе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход газогенератора соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления, на выходе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен теплообменник, вход которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а выход - с входом турбины турбонасосного агрегата горючего.The technical effect according to the second version is achieved by the fact that in a cryogenic liquid-propellant rocket engine of a combined circuit containing a chamber with a head and a cooling path, an oxidizer turbo pump unit consisting of an oxidizer pump and a turbine, a fuel turbo pump unit consisting of a fuel pump and a turbine, the turbine inlet of which is connected to the outlet of the cooling path of the chamber, and its outlet is connected to the inlet of the chamber head, the oxidizer line and the high-pressure fuel according to the invention, a gas generator is installed at the turbine inlet of the oxidizer turbo pump unit, which generates a working gas for driving the turbine, and the gas generator inlet is connected to the oxidizer and high fuel lines pressure, a heat exchanger is installed at the outlet of the turbine of the oxidizer turbopump unit, the inlet of which is connected to the outlet of the chamber cooling path, and the outlet is connected to the inlet of the turbine of the turbopump unit of the fuel.
Предлагаемый криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы представлен на фиг. 1, на фиг. 2-8 - варианты ЖРД с различной схемой газогенератора и дополнительным подогревом рабочего тела турбины турбонасосного агрегата горючего в теплообменнике, гдеThe proposed cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme is shown in Fig. 1, FIG. 2-8 - variants of liquid-propellant rocket engine with a different scheme of the gas generator and additional heating of the working fluid of the turbine of the turbopump fuel unit in the heat exchanger, where
1 - камера;1 - camera;
2 - головка камеры;2 - camera head;
3 - тракт охлаждения камеры;3 - chamber cooling path;
4 - турбонасосный агрегат окислителя (ТНАО);4 - oxidizer turbopump unit (TNAO);
5 - насос окислителя;5 - oxidizer pump;
6 - турбина ТНАО;6 - turbine TNAO;
7 - турбонасосный агрегат горючего (ТНАГ);7 - turbopump unit for fuel (TNAG);
8 - насос горючего;8 - fuel pump;
9 - турбина ТНАГ;9 - turbine TNAG;
10 - магистраль, соединяющая вход турбины ТНАГ с выходом тракта охлаждения камеры;10 - main line connecting the turbine inlet TNAG with the outlet of the chamber cooling path;
11 - магистраль, соединяющая выход турбины ТНАГ с головкой камеры;11 - line connecting the outlet of the turbine TNAG with the chamber head;
12 - газогенератор;12 - gas generator;
13 - магистраль окислителя высокого давления;13 - high pressure oxidizer line;
14 - магистраль горючего высокого давления;14 - high pressure fuel line;
15 - магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с головкой камеры;15 - line connecting the outlet of the turbine TNAO with the head of the chamber;
16 - магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с окружающей средой;16 - main line connecting the outlet of the TNAO turbine with the environment;
17 - магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с рулевыми камерами;17 - main line connecting the outlet of the TNAO turbine with the steering chambers;
18 - рулевые камеры;18 - steering chambers;
19 - теплообменник;19 - heat exchanger;
20 - магистраль, соединяющая выход тракта охлаждения камеры со входом в теплообменник;20 - line connecting the outlet of the chamber cooling path with the inlet to the heat exchanger;
21 - магистраль, соединяющая выход теплообменника со входом турбины ТНАГ.21 - line connecting the outlet of the heat exchanger with the inlet of the turbine TNAG.
Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по первому варианту изобретения (фиг. 1) состоит из камеры 1, включающей в себя головку камеры 2 и тракт охлаждения камеры 3, турбонасосного агрегата окислителя (ТНАО) 4, состоящего из насоса окислителя 5 и турбины ТНАО 6, турбонасосного агрегата горючего (ТНАГ) 7, состоящего из насоса горючего 8 и турбины ТНАГ 9, магистрали, соединяющей вход турбины ТНАГ с головкой камеры 10, магистрали, соединяющей выход турбины ТНАГ с головкой камеры 11. На входе в турбину ТНАО установлен газогенератор 12, вход которого соединен с магистралью окислителя высокого давления 13 и магистралью горючего высокого давления 14, на выходе турбины ТНАО установлена магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с головкой камеры 15.The cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme according to the first embodiment of the invention (Fig. 1) consists of a chamber 1, which includes a
Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (рис. 2) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 1. Отличие состоит в том, что в газогенератор 12 через магистраль окислителя высокого давления 13 подается весь массовый расход окислителя с выхода насоса окислителя 5.The cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 2) consists of the same elements as the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme, shown in Fig. 2. 1. The difference is that the entire mass flow rate of the oxidizer from the outlet of the
Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (фиг. 3) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 1. Отличие состоит в том, что на выходе турбины ТНАО установлена магистраль 16, соединяющая выход турбины ТНАО с окружающей средой.The cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 3) consists of the same elements as the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme, shown in Fig. 3. 1. The difference is that at the outlet of the TNAO turbine, a
Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (фиг. 4) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 1. Отличие состоит в том, что на выходе турбины ТНАО установлена магистраль 17, соединяющая выход турбины ТНАО с рулевыми камерами 18.The cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 4) consists of the same elements as the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme, shown in Fig. 4. 1. The difference is that at the outlet of the TNAO turbine, a
Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы по второму варианту изобретения (фиг. 5) состоит из камеры 1, включающей в себя головку камеры 2 и тракт охлаждения камеры 3, турбонасосного агрегата окислителя (ТНАО) 4, состоящего из насоса окислителя 5 и турбины ТНАО 6, турбонасосного агрегата горючего (ТНАГ) 7, состоящего из насоса горючего 8 и турбины ТНАГ 9. На входе в турбину ТНАО установлен газогенератор 12, вход которого соединен с магистралью окислителя высокого давления 13 и магистралью горючего высокого давления 14, на выходе турбины ТНАО установлена магистраль, соединяющая выход турбины ТНАО с головкой камеры 15. На выходе турбины ТНАО установлен теплообменник 19, вход которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры 3 магистралью 20, а выход теплообменника соединен со входом турбины ТНАГ 9 магистралью 21.The cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme according to the second embodiment of the invention (Fig. 5) consists of a chamber 1, which includes a
Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (рис. 6) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 5. Отличие состоит в том, что в газогенератор 12 через магистраль окислителя высокого давления 13 подается весь массовый расход окислителя с выхода насоса окислителя 5.The cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 6) consists of the same elements as the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme, shown in Fig. 5. The difference is that the entire mass flow rate of the oxidizer from the outlet of the
Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (фиг. 7) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 5. Отличие состоит в том, что на выходе турбины ТНАО установлена магистраль 16, соединяющая выход турбины ТНАО с окружающей средой.The cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 7) consists of the same elements as the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme, shown in Fig. 7. 5. The difference is that at the outlet of the TNAO turbine, a
Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (фиг. 8) состоит из тех же элементов, что и криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы, представленный на рис. 5. Отличие состоит в том, что на выходе турбины ТНАО установлена магистраль 17, соединяющая выход турбины ТНАО с рулевыми камерами 18.The cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 8) consists of the same elements as the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme, shown in Fig. 8. 5. The difference is that at the outlet of the TNAO turbine, a
При работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы по первому варианту изобретения (фиг. 1) горючее поступает на вход насоса горючего 8 ТНАГ 7, с выхода насоса горючее поступает на вход тракта охлаждения камеры 3 камеры 1 двигателя, охлаждая огневую стенку камеры 1 двигателя, горючее нагревается в тракте охлаждения 3 и на выход из него поступает в газообразном состоянии с температурой ~300-400 К. С выхода тракта охлаждения камеры 3 через магистраль 10, соединяющую вход турбины ТНАГ с выходом тракта охлаждения камеры, газифицированное горючее поступает на вход в турбину ТНАГ 9, обеспечивая ее привод, а после турбины ТНАГ 9 через магистраль 11, соединяющую выход турбины ТНАГ 9 с головкой камеры, поступает в головку камеры 2 и далее в камеру 1 для создания тяги при сгорании с окислителем. Часть горючего из магистрали горючего высокого давления 14 поступает в газогенератор 12 для получения рабочего тела для привода турбины ТНАО 6. Отбор горючего для газогенератора 12 осуществляется из магистрали горючего высокого давления 14. Магистралью высокого давления 14 может служить выход тракта охлаждения камеры 3, выход насоса горючего 8 ТНАГ 7 или любое другое место линии горючего с необходимым для работы газогенератора 12 давлением. Окислитель поступает на вход в насос окислителя 5 ТНАО 4, после насоса окислителя 5 часть окислителя подается в головку камеры 2 и далее в камеру 1 для создания тяги при вступлении в экзотермическую реакцию с горючим, а часть из магистрали окислителя высокого давления 13 поступает в газогенератор 12. В газогенераторе 12 компоненты топлива - окислитель и горючее, сгорая при заданной температуре, образуют рабочее тело турбины ТНАО 6. После турбины ТНАО 6 газ через магистраль 15, соединяющую выход турбины ТНАО 6 с головкой камеры 2, поступает в головку камеры 2 и далее - на дожигание в камеру 1. Газогенератор 12 может быть выполнен по окислительной или восстановительной схеме, в первом случае массовый расход окислителя, поступающего в газогенератор, больше массового расхода горючего, поступающего в газогенератор 12, во втором случае - массовый расход горючего, поступающего в газогенератор 12, больше массового расхода окислителя, поступающего в газогенератор 12. В предельном случае, при использовании окислительной схемы газогенератора 12 в него может поступать весь расход окислителя после насоса окислителя 5 ТНАО 4 (фиг. 2).During operation of the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined circuit according to the first embodiment of the invention (Fig. 1), the fuel enters the inlet of the
Работа криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 3) в целом аналогична работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 1), отличие состоит в том, что после турбины ТНАО 6 рабочее тело через магистраль 16, соединяющую выход турбины ТНАО с окружающей средой, выбрасывается в окружающую среду, при этом давление на выходе турбины ТНАО 6 может быть равно давлению окружающей среды или превышать его за счет сопротивления трубопровода или жиклера, установленного в магистрали 16, соединяющей выход турбины ТНАО с окружающей средой.The operation of the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined circuit (Fig. 3) is generally similar to the operation of the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined circuit (Fig. 1), the difference is that after the
Работа криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 4) в целом аналогична работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 1), отличие состоит в том, что после турбины ТНАО 6 рабочее тело через магистраль 17, соединяющую выход турбины ТНАО с рулевыми камерами, поступает в рулевые камеры 18, которые используются для управления вектором тяги ракеты-носителя.The operation of the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 4) is generally similar to the operation of the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 1), the difference is that after the
При работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы по второму варианту изобретения (фиг. 5) горючее поступает на вход насоса горючего 8 ТНАГ 7, с выхода насоса горючее поступает на вход тракта охлаждения камеры 3 камеры 1 двигателя, охлаждая огневую стенку камеры 1 двигателя, горючее нагревается в тракте охлаждения камеры 3 и на выход из него поступает в газообразном состоянии с температурой ~300-400 К. С выхода тракта охлаждения камеры 3 через магистраль 20, соединяющая выход тракта охлаждения камеры 3 со входом в теплообменник, горючее поступает в теплообменник 19, установленный на выходе турбины ТНАО 6, где дополнительно подогревается, увеличивая температуру и, как следствие, работоспособность рабочего тела - газообразного горючего, что позволяет повысить мощность турбины ТНАГ 9, насоса горючего 8 и давление в камере 1 двигателя. После теплообменника 19 газообразное горючее через магистраль 21, соединяющую выход теплообменника 19 со входом турбины ТНАГ 9, поступает на вход турбины ТНАГ 9, обеспечивая ее привод, а после турбины ТНАГ 9 через магистраль 11, соединяющую выход турбины ТНАГ 9 с головкой камеры, поступает в головку камеры 2 и далее в камеру 1 для создания тяги при сгорании с окислителем. Часть горючего из магистрали горючего высокого давления 14 поступает в газогенератор 12 для получения рабочего тела для привода турбины ТНАО 6. Отбор горючего для газогенератора 12 осуществляется из магистрали горючего высокого давления 14. Магистралью высокого давления 14 может служить выход тракта охлаждения камеры 3, выход насоса горючего 8 ТНАГ 7 или любое другое место линии горючего с необходимым для работы газогенератора 12 давлением. Окислитель поступает на вход в насос окислителя 5 ТНАО 4, после насоса окислителя 5 часть окислителя подается в головку камеры 2 и далее в камеру 1 для создания тяги при вступлении в экзотермическую реакцию с горючим, а часть из магистрали окислителя высокого давления 13 поступает в газогенератор 12. В газогенераторе 12 компоненты топлива - окислитель и горючее, сгорая при заданной температуре, образуют рабочее тело турбины ТНАО 6. На выходе турбины ТНАО 6 установлен теплообменник 19, предназначенный для дополнительного подогрева рабочего тела турбины ТНАГ 9. После турбины ТНАО 6 газ через магистраль 15, соединяющую выход турбины ТНАО 6 с головкой камеры, поступает в головку камеры 2 и далее - на дожигание в камеру 1. Газогенератор 12 может быть выполнен по окислительной или восстановительной схеме, в первом случае массовый расход окислителя, поступающего в газогенератор больше массового расхода горючего, поступающего в газогенератор 12, во втором случае - массовый расход горючего, поступающего в газогенератор больше массового расхода окислителя, поступающего в газогенератор 12. В предельном случае, при использовании окислительной схемы газогенератора 12 в него может поступать весь расход окислителя после насоса окислителя 5 ТНАО 4 (фиг. 6).During operation of a cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined circuit according to the second embodiment of the invention (Fig. 5), the fuel enters the input of the
Работа криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 7) в целом аналогична работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 5), отличие состоит в том, что после турбины ТНАО 6 рабочее тело через магистраль 16, соединяющую выход турбины ТНАО с окружающей средой, выбрасывается в окружающую среду, при этом давление на выходе турбины ТНАО 6 может быть равно давлению окружающей среды или превышать его за счет сопротивления трубопровода или жиклера, установленного в магистрали 16, соединяющей выход турбины ТНАО с окружающей средой.The operation of the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined circuit (Fig. 7) is generally similar to the operation of the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined circuit (Fig. 5), the difference is that after the
Работа криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 8) в целом аналогична работе криогенного жидкостного ракетного двигателя комбинированной схемы (фиг. 5), отличие состоит в том, что после турбины ТНАО 6 рабочее тело через магистраль 17, соединяющую выход турбины ТНАО с рулевыми камерами, поступает в рулевые камеры 18, которые используются для управления вектором тяги ракеты-носителя.The operation of the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 8) is generally similar to the operation of the cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme (Fig. 5), the difference is that after the
Предлагаемый криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы с газогенератором в системе подачи окислителя обеспечивает устранение указанных ранее недостатков, позволяет реализовать более высокое давления в камере двигателя, чем в безгенераторной схеме, за счет использования энергии горючего, газифицированного в тракте охлаждения только для привода турбины насоса горючего, использования для привода турбины насоса окислителя специального газогенератора, а также обеспечить оптимальные параметры насосов окислителя и горючего за счет их оптимальной частоты вращения, снижение массы и габаритов двигателя, повышение диапазона регулирования ЖРД. В предельном случае в предлагаемом жидкостном ракетном двигателе может быть реализована наиболее энергетически эффективная схема двигателя - с полной газификацией обоих компонентов, так называемая схема «газ-газ», при этом за счет применения для привода турбины ТНАГ горючего, газифицированного в тракте охлаждения, сохраняются все преимущества безгенераторной схемы. Предлагаемый криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы сочетает в себе достоинства генераторной схемы применительно к кислородному ТНА и преимущества безгенераторной схемы применительно к водородному ТНА. Предлагаемая конструкция ЖРД может использоваться с бустерными насосными агрегатами по линии одного или обоих компонентов, агрегатами автоматики и регулирования, необходимыми для нормального функционирования двигателя или энергоустановки.The proposed cryogenic liquid-propellant rocket engine of a combined circuit with a gas generator in the oxidizer supply system eliminates the previously mentioned drawbacks, makes it possible to realize higher pressures in the engine chamber than in a generatorless circuit, due to the use of the energy of the fuel gasified in the cooling path only to drive the turbine of the fuel pump, use of a special gas generator to drive the turbine of the oxidizer pump, as well as to provide the optimal parameters of the oxidizer and fuel pumps due to their optimal speed, reduce the weight and dimensions of the engine, increase the control range of the liquid-propellant engine. In the limiting case, in the proposed liquid-propellant rocket engine, the most energetically efficient engine scheme can be implemented - with full gasification of both components, the so-called "gas-gas" scheme, while due to the use of fuel gasified in the cooling path to drive the TNAG turbine, all advantages of generatorless circuit. The proposed cryogenic liquid-propellant rocket engine of the combined scheme combines the advantages of a generator circuit as applied to an oxygen HPA and the advantages of a generatorless circuit as applied to a hydrogen HPA. The proposed design of a liquid-propellant engine can be used with booster pumping units along the line of one or both components, automation and control units necessary for the normal functioning of the engine or power plant.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020121432A RU2755848C1 (en) | 2020-06-23 | 2020-06-23 | Combined-circuit cryogenic liquid propellant rocket engine (variants) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020121432A RU2755848C1 (en) | 2020-06-23 | 2020-06-23 | Combined-circuit cryogenic liquid propellant rocket engine (variants) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2755848C1 true RU2755848C1 (en) | 2021-09-22 |
Family
ID=77852036
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020121432A RU2755848C1 (en) | 2020-06-23 | 2020-06-23 | Combined-circuit cryogenic liquid propellant rocket engine (variants) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2755848C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3168807A (en) * | 1961-08-08 | 1965-02-09 | United Aircraft Corp | Nuclear rocket flow control |
| RU2183759C2 (en) * | 2000-01-27 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Lox/liquid hydrogen engine |
| RU2232915C2 (en) * | 2002-03-14 | 2004-07-20 | ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Reheat liquid-propellant rocket engine |
| RU2612512C1 (en) * | 2016-03-29 | 2017-03-09 | Владислав Юрьевич Климов | Liquid propellant rocket engine |
| US9759163B2 (en) * | 2010-07-26 | 2017-09-12 | Snecma | Combustion chamber provided with a tubular element |
-
2020
- 2020-06-23 RU RU2020121432A patent/RU2755848C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3168807A (en) * | 1961-08-08 | 1965-02-09 | United Aircraft Corp | Nuclear rocket flow control |
| RU2183759C2 (en) * | 2000-01-27 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Lox/liquid hydrogen engine |
| RU2232915C2 (en) * | 2002-03-14 | 2004-07-20 | ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Reheat liquid-propellant rocket engine |
| US9759163B2 (en) * | 2010-07-26 | 2017-09-12 | Snecma | Combustion chamber provided with a tubular element |
| RU2612512C1 (en) * | 2016-03-29 | 2017-03-09 | Владислав Юрьевич Климов | Liquid propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2158839C2 (en) | Liquid-propellant rocket reheat engine | |
| EP3447274B1 (en) | Electric power-assisted liquid-propellant rocket propulsion system | |
| US3516254A (en) | Closed-loop rocket propellant cycle | |
| EP0252238A1 (en) | Liquid fuel rocket engine | |
| US8572948B1 (en) | Rocket engine propulsion system | |
| US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
| RU2520771C1 (en) | Liquid-propellant engine with generator gas staged combustion cycle | |
| RU2352804C1 (en) | Liquid propellant jet engine | |
| WO2001012971A1 (en) | Liquid propellant rocket engine (lpre) using liquid propellant with closed circuit drive of turbopump apparatus | |
| RU2095607C1 (en) | Cryogenic propellant rocket engine | |
| US5873241A (en) | Rocket engine auxiliary power system | |
| RU2755848C1 (en) | Combined-circuit cryogenic liquid propellant rocket engine (variants) | |
| RU2065985C1 (en) | Three-component liquid-fuel rocket engine | |
| US5085041A (en) | Dual mode engine having a continuously operated oxidizer pump | |
| RU2301352C1 (en) | Liquid propellant rocket engine (versions) | |
| RU2742516C1 (en) | Propulsion system with a rocket engine | |
| US8407981B1 (en) | Johnson Sexton cycle rocket engine | |
| RU2115009C1 (en) | Multiple-action oxygen-hydrogen propulsion system | |
| RU37774U1 (en) | LIQUID ROCKET ENGINE WITH TURBO PUMP SUPPLY OF TWO-COMPONENT OXYGEN-HYDROCARBON FUEL | |
| RU2383766C1 (en) | Turbopump unit for three-component liquid propellant rocket engine | |
| RU2381152C1 (en) | Multi-stage carrier rocket with nuclear rocket engines | |
| RU2786605C1 (en) | Liquid rocket engine with afterburning | |
| RU2190114C2 (en) | Liquid-propellant engine working on cryogenic components of propellant with closed loop of drive of turbine of turbo-pump unit | |
| RU2295052C2 (en) | Liquid propellant rocket power plant | |
| RU2789943C1 (en) | Liquid rocket engine with accessor |