RU2358142C1 - Method for compensation of fuel physical properties differences in universal generator-free liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine (versions) - Google Patents
Method for compensation of fuel physical properties differences in universal generator-free liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2358142C1 RU2358142C1 RU2008100477/06A RU2008100477A RU2358142C1 RU 2358142 C1 RU2358142 C1 RU 2358142C1 RU 2008100477/06 A RU2008100477/06 A RU 2008100477/06A RU 2008100477 A RU2008100477 A RU 2008100477A RU 2358142 C1 RU2358142 C1 RU 2358142C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- turbine
- oxidizer
- turbopump
- rocket engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме.The invention relates to the field of engine building and can be used to create liquid-propellant rocket engines (LRE), operating according to a generatorless circuit.
В настоящее время в создании ЖРД для перспективных ракет-носителей утверждается концепция высоких энергетических характеристик, высокой надежности и низкой стоимости жизненного цикла (разработка, изготовление и эксплуатация).At present, the concept of high energy characteristics, high reliability and low life cycle costs (development, manufacture and operation) is being approved in the creation of LRE for promising launch vehicles.
Главной задачей является обеспечение оптимального сочетания между такими основными параметрами двигателя, как удельный импульс тяги, надежность, экологическая безопасность, его массовые характеристики, а также стоимость.The main task is to ensure the optimal combination between such basic engine parameters as specific thrust impulse, reliability, environmental safety, its mass characteristics, as well as cost.
На большинстве современных ракетных двигателях разгонных блоков или верхних ступеней используется водород, керосин или же долгохранимое токсичное горючее - гидразин. Большое значение при эксплуатации двигателей имеют энергетические характеристики топлива (максимальное выделение энергии при сгорании), плотность компонентов (чем она выше, тем меньших размеров требуются баки для их хранения на борту летательного аппарата), коррозионная активность по отношению к конструкционным материалам, токсичность (экологическая безопасность), чувствительность к удару (взрывоопасность) и стоимость.Most modern rocket engines of booster blocks or upper stages use hydrogen, kerosene or long-lived toxic fuel - hydrazine. Of great importance during the operation of engines are the energy characteristics of the fuel (maximum energy release during combustion), the density of the components (the higher it is, the smaller the tanks are required for their storage on board the aircraft), corrosion activity with respect to structural materials, toxicity (environmental safety) ), sensitivity to shock (explosion hazard) and cost.
В настоящее время в аэрокосмическом сообществе наметился явный интерес к альтернативным видам топлива. Применение "чистого" метана или сжиженного природного газа (СПГ) в качестве горючего для ЖРД рассматривается в последнее время во всем мире. Метан по своим энергетическим характеристикам занимает промежуточное положение между традиционным углеводородным горючим (керосин) и водородом. Благодаря его широкой доступности (обширные запасы природного газа на Земле), низкой стоимости и уникальным свойствам (высокая для криогенных топлив температура кипения, достаточно высокая газовая постоянная) появляется возможность создания двигателя, в том числе работающего по безгенераторному циклу с высокими удельными энергомассовыми характеристиками.Currently, the aerospace community has shown a clear interest in alternative fuels. The use of "pure" methane or liquefied natural gas (LNG) as a fuel for liquid propellant rocket engines has recently been considered worldwide. According to its energy characteristics, methane occupies an intermediate position between traditional hydrocarbon fuel (kerosene) and hydrogen. Due to its wide availability (vast reserves of natural gas on the Earth), low cost and unique properties (high boiling point for cryogenic fuels, quite high gas constant), it is possible to create an engine, including one operating on a generatorless cycle with high specific mass-energy characteristics.
Как показывает предварительный анализ и опыт многолетней эксплуатации двигателей, например, семейства RL-10 (США), более надежными и с более низкой массой являются двигатели, выполненные по безгенераторной схеме. Они имеют более высокий ресурс из-за низкой температуры газа перед турбиной турбонасосного агрегата (ТНА) и требуют меньших затрат материальной части на отработку. Кроме того, в данном типе двигателей можно использовать различные по плотности компоненты (например, СПГ, метан и водород), хотя такая универсальность создает некоторые проблемы, одной из которых является проблема осуществления компенсации различий физических свойств горючих, с целью согласования режимов работы его агрегатов.As a preliminary analysis and experience of many years of operation of engines, for example, of the RL-10 family (USA) shows, engines made according to a generatorless scheme are more reliable and with a lower mass. They have a higher resource due to the low temperature of the gas in front of the turbine of the turbopump unit (TNA) and require lower material costs for development. In addition, in this type of engine it is possible to use components of various densities (for example, LNG, methane and hydrogen), although this universality creates some problems, one of which is the problem of compensating for the differences in the physical properties of fuels in order to coordinate the operation modes of its units.
Известен способ компенсации различий физических свойств компонентов топлива в кислородно-водородном безгенераторном ЖРД (см. № AIAA 2004-4210, стр.2-4).There is a method of compensating for differences in the physical properties of fuel components in an oxygen-hydrogen generator-free LRE (see No. AIAA 2004-4210, p.2-4).
Известен способ компенсации различий физических свойств компонентов топлива в кислородно-водородном генераторном ЖРД, основанный на взаимном согласовании характеристик и параметров работы агрегатов подачи (см. "Новости космонавтики" том 16, дек. 2006 г., №12 (287), стр.60 - прототип).There is a method of compensating for the differences in the physical properties of fuel components in an oxygen-hydrogen generator rocket engine, based on the mutual coordination of the characteristics and operation parameters of the supply units (see "Cosmonautics News"
Известен ЖРД, работающий на компонентах кислород (О2) и водород (H2), содержащий аккумулятор давления, топливные баки, соединенные с аккумулятором давления, насосы окислителя и горючего, турбину, камеру сгорания, агрегаты автоматики, трубопроводы. Горючее после насоса, пройдя через тракт охлаждения камеры и турбину, подается в камеру сгорания, в которую насосом подается и окислитель (В.Е.Алемасов и др. Теория ракетных двигателей, М., 1969 г., стр.20, рис.1.11).Known liquid propellant rocket engine operating on the components of oxygen (O 2 ) and hydrogen (H 2 ), containing a pressure accumulator, fuel tanks connected to a pressure accumulator, oxidizer and fuel pumps, a turbine, a combustion chamber, automation units, pipelines. The fuel after the pump, passing through the cooling channel of the chamber and the turbine, is fed into the combustion chamber, into which the oxidizer is also pumped (V.E. Alemasov et al. Theory of rocket engines, M., 1969, p. 20, Fig. 11.11 )
По такой схеме выполнен ЖРД РД0146 для ракеты-носителя (РН) «Протон» (патент РФ №2176744, МПК F02K 11/00, 19, 2001 г.) - прототип.According to such a scheme, the RD0146 liquid propellant rocket engine was developed for the Proton launch vehicle (LV) (RF patent No. 2176744, IPC
Недостатком известных технических решений является необходимость внесения конструктивных изменений в камеру, в агрегаты подачи при переходе с одного вида горючего (водород) на другой (СПГ, метан), делая двигатели существенно различными по конструкции. Тем самым двигатель и его создание становится более затратным.A disadvantage of the known technical solutions is the need for structural changes in the chamber, in the supply units during the transition from one type of fuel (hydrogen) to another (LNG, methane), making the engines significantly different in design. Thus, the engine and its creation becomes more expensive.
Сложность перевода двигателя с водорода на СПГ связана, прежде всего, со значительно более высокой плотностью СПГ (метана) по сравнению с водородом (больше чем в 6 раз). Это приводит к необходимости решения следующих сложных технических проблем:The difficulty of converting an engine from hydrogen to LNG is primarily associated with a significantly higher density of LNG (methane) compared with hydrogen (more than 6 times). This leads to the need to solve the following complex technical problems:
- обеспечения надежного охлаждения камеры из-за низких скоростей охладителя в трактах охлаждения, спроектированных под использование водорода и худшими охлаждающими свойствами СПГ по сравнению с водородом;- ensuring reliable cooling of the chamber due to the low speeds of the cooler in the cooling paths designed for the use of hydrogen and the worse cooling properties of LNG compared to hydrogen;
- необходимость увеличения отношения напоров насосов окислителя и горючего более чем в 5 раз;- the need to increase the pressure ratio of the oxidizer and fuel pumps by more than 5 times;
- необходимость перераспределения располагаемой мощности подогретого в тракте охлаждения СПГ между турбинами ТНА окислителя (ТНАО) и горючего (ТНАГ).- the need to redistribute the available power of the LNG heated in the cooling path between the turbines TNA oxidizer (TNAO) and fuel (TNAG).
Результатом решения, вышеперечисленных проблем, может стать создание на базе безгенераторного кислородно-водородного ЖРД универсального ракетного двигателя, работающего как на компонентах топлива кислород + водород, так и на топливе кислород + СПГ (метан) без изменения конструкции базового кислородно-водородного двигателя при сохранении неизменными конструкции всех его агрегатов, что позволяет расширить область его применения.The result of the solution of the above problems can be the creation of a universal rocket engine based on oxygen-hydrogen-free liquid-propellant liquid-propellant liquid propellant rocket engine operating on both oxygen + hydrogen and oxygen + LNG (methane) fuel without changing the design of the basic oxygen-hydrogen engine while keeping it unchanged the design of all its units, which allows to expand the scope of its application.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков при переводе двигателя с одного компонента топлива на другой, снижение стоимости разработки такого двигателя и расширение области его применения.The aim of the invention is to eliminate these drawbacks when transferring an engine from one fuel component to another, reducing the cost of developing such an engine and expanding its scope.
Указанная цель достигается тем, что в известном способе компенсации различий физических свойств компонентов топлива, основанном на согласовании режимов работы агрегатов подачи универсального ЖРД, согласно изобретению для безгенераторного двигателя с раздельными ТНА при переводе его с водорода на СПГ (метан) сначала увеличивают расход горючего (СПГ, метана) до необходимой величины для обеспечения надежного охлаждения камеры, после охлаждения перед подачей горючего на турбину ТНАГ его общий расход делят на две части, одну из которых подают на турбину ТНАГ, а другую сбрасывают, причем после прохождения ТНАГ процесс деления горючего повторяют, при этом одну его часть направляют для сжигания в камере сгорания, а другую сбрасывают или направляют для дальнейшего использования. Сбрасываемые части расхода горючего могут быть использованы как рабочее тело, например, для рулевых сопел, для турбины привода системы качания двигателя, для наддува баков, повторно в качестве рабочего тела насоса горючего и/или топлива камеры.This goal is achieved by the fact that in the known method of compensating for the differences in the physical properties of the fuel components, based on the coordination of the operating modes of the universal rocket engine supply units, according to the invention for a generatorless engine with separate TNAs when transferring it from hydrogen to LNG (methane), the fuel consumption is first increased , methane) to the required value to ensure reliable cooling of the chamber, after cooling, before the fuel is fed to the TNAG turbine, its total consumption is divided into two parts, one of which is TNAG added to the turbine, and the other is released, and after passing TNAG fuel fission process is repeated, wherein one part is directed to combustion in the combustion chamber, and the other discarded or sent for further use. The discharged parts of the fuel consumption can be used as a working fluid, for example, for steering nozzles, for a turbine of an engine rocking system drive, for pressurization of tanks, repeatedly as a working fluid of a fuel pump and / or chamber fuel.
Указанная совокупность признаков проявляет новое свойство, заключающееся в появлении возможности в одном двигателе (без переделок и доработок) применить в зависимости от необходимости одно (водород) или другое (СПГ, метан) топливо, практически не изменяя конструкции его узлов и агрегатов.The indicated set of features exhibits a new property, which consists in the possibility of using one engine (hydrogen) or another (LNG, methane) fuel in one engine (without alterations and modifications), practically without changing the design of its components and assemblies.
Вторым вариантом достижения той же цели может быть способ компенсации различий физических свойств горючих в универсальном безгенераторном ЖРД, работающем на компонентах топлива с низкой плотностью, например кислород-водород, и высокой плотностью, например кислород - сжиженный природный газ, основанный на взаимном согласовании параметров работы агрегатов подачи, в котором согласно изобретению для перевода двигателя с горючего с низкой плотностью на горючее с более высокой плотностью сначала увеличивают расход горючего с более высокой плотностью для обеспечения охлаждения камеры, после охлаждения, перед подачей горючего на турбину турбонасосного агрегата горючего, его общий расход делят на две части, одну из которых подают на турбину турбонасосного агрегата горючего, а другую отводят для сброса или дальнейшего использования.The second option to achieve the same goal may be a way to compensate for differences in the physical properties of fuels in a universal generator-free liquid propellant rocket engine operating on low-density fuel components, such as oxygen-hydrogen, and high density, such as oxygen - liquefied natural gas, based on mutual coordination of the operation parameters of the units supply, in which according to the invention for converting an engine from a fuel with a low density to a fuel with a higher density, first increase the consumption of fuel with a higher density to ensure cooling of the chamber, after cooling, before the fuel is fed to the turbine of the fuel pump turbine unit, its total consumption is divided into two parts, one of which is fed to the turbine of the fuel pump unit, and the other is diverted for discharge or further use.
Предложенные способы реализованы в универсальном ЖРД, рассматриваемом ниже в виде вариантов исполнения.The proposed methods are implemented in a universal rocket engine, discussed below in the form of options.
В первом варианте поставленная задача достигается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, включающую предфорсуночные полости окислителя и горючего, турбонасосные агрегаты горючего и окислителя, агрегаты управления и регулирования, магистральные трубопроводы, согласно изобретению снабжен двумя дополнительными магистральными трубопроводами, в каждом из которых имеется дроссельная шайба и отсечной клапан, причем вход первого магистрального трубопровода соединен с выходом турбины турбонасосного агрегата окислителя, вход второго магистрального трубопровода соединен с выходом турбины турбонасосного агрегата горючего, а их выходы соединены с соплом выброса.In the first embodiment, the task is achieved due to the fact that the liquid rocket engine containing the combustion chamber, including pre-nozzle cavities of the oxidizer and fuel, turbopump aggregates of the fuel and oxidizer, control and regulation units, main pipelines, according to the invention is equipped with two additional main pipelines, each of which there is a throttle washer and a shut-off valve, and the inlet of the first main pipeline is connected to the outlet of the turbine pump turbine a regatta oxidant second pipeline inlet connected to the outlet of the turbine of the turbopump unit fuel, and their outputs are connected to the ejection nozzle.
Таким образом, надежное охлаждение камеры обеспечивается за счет увеличения расхода СПГ через тракт охлаждения камеры. Подбором соотношения расходов на слив после турбин обеспечивается требуемое распределение располагаемой мощности между турбинами ТНА окислителя и горючего и, следовательно, необходимые расходы компонентов топлива в камеру и их соотношение.Thus, reliable cooling of the chamber is ensured by increasing the consumption of LNG through the cooling channel of the chamber. The selection of the ratio of discharge costs after turbines ensures the required distribution of available power between the turbines of the oxidizer and fuel ТНА and, therefore, the necessary expenses of the fuel components in the chamber and their ratio.
Во втором варианте поставленная задача достигается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, включающую предфорсуночные полости окислителя и горючего, турбонасосные агрегаты горючего и окислителя, агрегаты управления и регулирования, магистральные трубопроводы, согласно изобретению снабжен дополнительным магистральным трубопроводом с дроссельной шайбой и отсечным клапаном, причем вход дополнительного трубопровода соединен с выходом турбины турбонасосного агрегата окислителя, а выход - с соплом выброса. Для обеспечения надежного охлаждения камеры расход СПГ через тракт охлаждения камеры увеличен за счет введения сброса подогретого СПГ после турбины ТНА окислителя (минуя турбины ТНАГ и камеру сгорания). Выбором расхода на слив после турбины окислителя обеспечивается требуемое распределение располагаемой мощности между турбинами ТНАО и ТНАГ и, следовательно, необходимые давления за насосами для подачи компонентов топлива в камеру.In the second embodiment, the task is achieved due to the fact that the liquid rocket engine containing the combustion chamber, including pre-nozzle cavities of the oxidizer and fuel, turbopump units of the fuel and oxidizer, control and regulation units, main pipelines, according to the invention is equipped with an additional main pipeline with a throttle washer and shut-off valve, and the inlet of the additional pipeline is connected to the turbine outlet of the oxidizer turbopump assembly, and the outlet to the nozzle scatter. To ensure reliable cooling of the chamber, the LNG flow rate through the cooling channel of the chamber is increased due to the introduction of a discharge of heated LNG after the TNA oxidizer turbine (bypassing the TNAH turbines and the combustion chamber). The choice of discharge flow after the oxidizer turbine provides the required distribution of available power between the TNAO and TNAG turbines and, therefore, the necessary pressures behind the pumps to supply fuel components to the chamber.
Третий и четвертый варианты универсального ЖРД отражают возможности большей эффективности использования отведенной части топлива.The third and fourth versions of the universal rocket engine reflect the possibility of greater efficiency in the use of the allocated part of the fuel.
В третьем варианте жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, включающую предфорсуночные полости окислителя и горючего, турбонасосные агрегаты горючего и окислителя, агрегаты управления и регулирования, магистральные трубопроводы, согласно изобретению снабжен дополнительным магистральным трубопроводом с дроссельной шайбой и отсечным клапаном, причем вход дополнительного трубопровода соединен с выходом турбины турбонасосного агрегата окислителя, а выход - с входом в ступень насоса горючего.In a third embodiment, a liquid-propellant rocket engine comprising a combustion chamber including pre-nozzle cavities of an oxidizer and a fuel, turbopump assemblies of a fuel and an oxidizer, control and regulation units, main pipelines, according to the invention is provided with an additional main pipeline with a throttle washer and a shut-off valve, the input of an additional pipeline being connected with the exit of the turbine of the oxidizer turbopump assembly, and the exit with the entrance to the stage of the fuel pump.
По третьему варианту часть подогретого СПГ после турбины насоса окислителя подается на вход во вторую ступень насоса горючего, где он смешивается с горючим после первой ступени насоса ТНАГ. Тем самым повышается температура СПГ на выходе из второй ступени насоса горючего и, соответственно, после тракта охлаждения камеры. Таким образом, повышенный расход на охлаждение камеры обеспечивает ее надежное охлаждение и увеличенным расходом с повышенной температурой осуществляется привод первой турбины ТНАО и тем самым повышается ее мощность и, соответственно, за счет более высокой общей температуры рабочего тела повышается и мощность турбины горючего.According to the third option, part of the heated LNG after the oxidizer pump turbine is fed to the entrance to the second stage of the fuel pump, where it is mixed with the fuel after the first stage of the TNAG pump. This increases the temperature of the LNG at the outlet of the second stage of the fuel pump and, accordingly, after the cooling path of the chamber. Thus, the increased flow rate for cooling the chamber ensures its reliable cooling and the increased flow rate with increased temperature drives the first TNAO turbine and thereby increases its power and, accordingly, due to the higher overall temperature of the working fluid, the power of the fuel turbine increases.
Данное техническое решение позволяет согласовать мощности ТНАО и ТНАГ, обеспечить надежное охлаждение камеры сгорания и повысить уровень давления в камере, следовательно, обеспечить двигателю более высокую экономичность и тягу.This technical solution allows you to coordinate the power of TNAO and TNAG, to provide reliable cooling of the combustion chamber and to increase the pressure level in the chamber, therefore, to provide the engine with higher efficiency and traction.
В четвертом варианте жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, включающую предфорсуночные полости окислителя и горючего, турбонасосные агрегаты горючего и окислителя, агрегаты управления и регулирования, магистральные трубопроводы, согласно изобретению снабжен дополнительным магистральным трубопроводом с дроссельной шайбой и отсечным клапаном, причем вход дополнительного трубопровода соединен с выходом турбины турбонасосного агрегата окислителя, а выход - с выходом турбины турбонасосного агрегата горючего.In a fourth embodiment, a liquid-propellant rocket engine comprising a combustion chamber including pre-nozzle cavities of an oxidizer and a fuel, turbopump assemblies of a fuel and an oxidizer, control and regulation units, main pipelines, according to the invention, is provided with an additional main pipeline with a throttle washer and a shut-off valve, the input of an additional pipeline being connected with the exit of the turbine of the oxidizer turbopump assembly, and the exit with the exit of the turbine of the fuel turbopump assembly.
Таким образом, выбором расхода на перепуск газа вокруг турбины горючего обеспечивается требуемое распределение располагаемой мощности между турбинами ТНАО и ТНАГ и, следовательно, необходимые давления подачи компонентов топлива.Thus, the choice of flow rate for the gas bypass around the fuel turbine ensures the required distribution of available power between the TNAO and TNAG turbines and, therefore, the necessary supply pressure of the fuel components.
Основными элементами вариантов двигателя, представленных на фиг.1-4 (где фиг.1 - первый вариант, фиг.2 - второй вариант, фиг.3 - третий вариант, фиг.4 - четвертый вариант), являются:The main elements of the engine options presented in figures 1-4 (where figure 1 is the first option, figure 2 is the second option, figure 3 is the third option, figure 4 is the fourth option), are:
1 - камера сгорания;1 - combustion chamber;
2 - турбонасосный агрегат окислителя;2 - a turbopump oxidizing unit;
3 - насос окислителя;3 - oxidizer pump;
4 - турбина насоса окислителя;4 - turbine of the oxidizer pump;
5 - турбонасосный агрегат горючего;5 - a fuel pump unit;
6 - первая ступень насоса горючего;6 - the first stage of the fuel pump;
7 - вторая ступень насоса горючего;7 - the second stage of the fuel pump;
8 - турбина насоса горючего;8 - fuel pump turbine;
9 - предфорсуночная полость горючего;9 - pre-nozzle cavity of the fuel;
10 - предфорсуночная полость окислителя;10 - pre-nozzle cavity of the oxidizing agent;
11 - сопло выброса;11 - ejection nozzle;
12 - магистраль перепуска;12 - bypass line;
13 - регулятор тяги двигателя;13 - engine traction control;
14 - магистраль горючего;14 - a highway of fuel;
15 - дроссель соотношения компонентов топлива;15 - throttle ratio of fuel components;
16 - магистраль окислителя;16 - oxidizer line;
17, 18, 19, 20 - отсечные клапаны;17, 18, 19, 20 - shut-off valves;
21, 22, 26 - дроссельные шайбы;21, 22, 26 - throttle washers;
23 - магистраль горючего между ступенями насоса;23 - fuel line between the stages of the pump;
24 - дополнительный магистральный трубопровод;24 - additional trunk pipeline;
25 - второй дополнительный магистральный трубопровод.25 - the second additional trunk pipeline.
ЖРД (фиг.1) включает в себя камеру сгорания 1; турбонасосный агрегат окислителя 2, состоящий из насоса окислителя 3 и турбины насоса окислителя 4; турбонасосный агрегат горючего 5, имеющий первую 6, вторую 7 ступени насоса горючего, и турбину насоса горючего 8. Камера сгорания 1 имеет предфорсуночную полость горючего 9 и окислителя 10. ЖРД также снабжен соплом выброса 11, магистралью перепуска 12, регулятором тяги двигателя 13, магистралью горючего 14, дросселем соотношения компонентов топлива 15, магистралью окислителя 16, отсечными клапанами 17-20, дроссельными шайбами 21, 22, 26, а также магистралью 23 между ступенями насоса горючего, дополнительным магистральным трубопроводом 24, вторым дополнительным магистральным трубопроводом 25.LRE (figure 1) includes a
При использовании в качестве топлива ЖРД водорода отсечные клапаны 19 и 20 закрыты и двигатель запускается и работает в штатном режиме.When using hydrogen as the liquid propellant rocket engine, the shut-off
При переходе на более плотное топливо (СПГ) клапаны 19 и 20 открываются, расход горючего увеличивается, обеспечивая при этом оптимальное охлаждение камеры 1, а после прохождения камеры 1 и турбины насоса окислителя 4 общий поток горючего делится на две части, одна из которых поступает на турбину насоса горючего 8, а другая, проходя по дополнительному магистральному трубопроводу 24, через дроссельную шайбу 21 и открытый клапан 19 поступает в сопло выброса 11. Пройдя турбину 8, первая часть горючего делится еще на два потока - один из которых по второму дополнительному магистральному трубопроводу 25 через дроссельную шайбу 22 и открытый клапан 20, также поступает в сопло выброса 11, а второй поступает в форсуночную полость горючего 9 и далее в камеру сгорания 1.When switching to a denser fuel (LNG),
Таким образом, при работе двигателя на СПГ осуществляется как эффективное охлаждение его элементов, так и сбалансированное сжигание компонентов - горючего и окислителя.Thus, when the engine is running on LNG, both effective cooling of its elements and balanced combustion of components - fuel and oxidizer are carried out.
Конструктивно вариант 2 (фиг.2) отличается от варианта 1 наличием лишь первого дополнительного магистрального трубопровода 24 с агрегатами настройки и регулирования (дроссельная шайба 21) и автоматики (клапан 19). Реализация такого варианта легко достигается перекрытием клапана 20.Structurally, option 2 (FIG. 2) differs from
Работа двигателя варианта 2 аналогична работе предыдущего с той лишь разницей, что в данном случае несколько занижен диапазон компенсации различий физических свойств компонентов топлива при переходе с менее плотного горючего на более плотное.The operation of the engine of
Вариант 3 (фиг.3) и вариант 4 (фиг.4) отличаются от варианта 2 целевым использованием отведенного по дополнительному магистральному трубопроводу 24 горючего.Option 3 (figure 3) and option 4 (figure 4) differ from
В варианте 3 оно используется в качестве рабочего тела насоса горючего, его второй ступени 7 и затем в качестве охладителя камеры 1, рабочего тела турбины насоса окислителя 4 и также в качестве топлива камеры 1, что конструктивно реализовано тем, что выход дополнительного магистрального трубопровода 24 соединен со входом второй ступени 7 насоса горючего.In
В варианте 4 (фиг.4) выход дополнительного магистрального трубопровода 24 соединен с выходом турбины горючего 8, чем достигается требуемое согласование мощности между турбинами ТНАО и ТНАГ.In option 4 (FIG. 4), the output of the additional
Переход с более плотных компонентов (СПГ-кислород) на менее плотное (водород-кислород) производится в обратной последовательности - объединением всего горючего в один поток и уменьшением его расхода, что легко достигается перекрытием дополнительных магистральных трубопроводов 24 и 25 отсечными клапанами 19 и 20.The transition from more dense components (LNG-oxygen) to less dense (hydrogen-oxygen) is carried out in the reverse order - by combining all the fuel into one stream and reducing its flow rate, which is easily achieved by shutting off additional
Таким образом, использование предложенного изобретения позволяет компенсировать различные физические свойства компонентов топлива и применять на одном двигателе различные по плотности виды топлива без изменения конструкции двигателя с сохранением эффективности его работы, снижая тем самым эксплуатационные затраты, при расширении области его использования.Thus, the use of the proposed invention makes it possible to compensate for the various physical properties of the fuel components and to use different types of fuel on a single engine without changing the design of the engine while maintaining its efficiency, thereby reducing operating costs, while expanding the scope of its use.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008100477/06A RU2358142C1 (en) | 2008-01-09 | 2008-01-09 | Method for compensation of fuel physical properties differences in universal generator-free liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008100477/06A RU2358142C1 (en) | 2008-01-09 | 2008-01-09 | Method for compensation of fuel physical properties differences in universal generator-free liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine (versions) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2358142C1 true RU2358142C1 (en) | 2009-06-10 |
Family
ID=41024774
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008100477/06A RU2358142C1 (en) | 2008-01-09 | 2008-01-09 | Method for compensation of fuel physical properties differences in universal generator-free liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2358142C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2594940C2 (en) * | 2011-06-17 | 2016-08-20 | Снекма | Cryogenic power plant and method of supplying tank of said plant |
-
2008
- 2008-01-09 RU RU2008100477/06A patent/RU2358142C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Новости космонавтики, т.16, дек. 2006, № 12 (287), с.60. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2594940C2 (en) * | 2011-06-17 | 2016-08-20 | Снекма | Cryogenic power plant and method of supplying tank of said plant |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109630317B (en) | Rail attitude control integrated space propulsion system based on electric pump | |
| CN111005821B (en) | Expansion cycle liquid oxygen methane upper-level engine system | |
| CN111720238A (en) | Liquid oxygen expansion cycle-based depth variable-thrust multi-start liquid rocket engine | |
| US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
| CN111963340B (en) | Multi-starting system of pneumatic supercharging device of liquid rocket engine | |
| US4831818A (en) | Dual-fuel, dual-mode rocket engine | |
| JP2016531233A (en) | Device for pressurizing the propellant tank of a rocket engine | |
| US4171615A (en) | Supercharged topping rocket propellant feed system | |
| CN111720239B (en) | Liquid rocket power system capable of starting liquid rockets for multiple times with variable-depth pushing | |
| CN110725757A (en) | Electric rocket engine system | |
| RU2358142C1 (en) | Method for compensation of fuel physical properties differences in universal generator-free liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine (versions) | |
| US5873241A (en) | Rocket engine auxiliary power system | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2385274C1 (en) | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2447313C1 (en) | Restartable liquid-propellant engine (versions) | |
| CN117329025B (en) | Turbine exhaust stamping and pushing combined cycle engine and aerospace vehicle | |
| RU2301352C1 (en) | Liquid propellant rocket engine (versions) | |
| Belyakov et al. | Development of the concept of a reusable liquid rocket engine with three-component fuel | |
| RU2116491C1 (en) | Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine used for realization of this method | |
| RU2451199C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| CN211230641U (en) | Electric rocket engine system | |
| Zhou et al. | Design and analysis of rocket engine system with electric pump as subsystem | |
| RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
| CN112901372A (en) | Novel liquid rocket engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180110 |