RU2451199C1 - Liquid-propellant rocket engine - Google Patents
Liquid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2451199C1 RU2451199C1 RU2011120964/06A RU2011120964A RU2451199C1 RU 2451199 C1 RU2451199 C1 RU 2451199C1 RU 2011120964/06 A RU2011120964/06 A RU 2011120964/06A RU 2011120964 A RU2011120964 A RU 2011120964A RU 2451199 C1 RU2451199 C1 RU 2451199C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- turbine
- fuel
- btna
- engine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Известно, что основными составляющими жидкостной ракеты или разгонного блока являются топливные баки (окислителя и горючего), ЖРД, силовые элементы и система управления. Исходя из задачи минимизации массы топливных баков, при использовании насосной системы подачи топлива, давление в них назначают минимальным - обычно на уровне 0,15-0,35 МПа. Такого уровня давления недостаточно для бескавитационной работы высокооборотных лопастных насосов ЖРД, что заставляет разработчиков двигателей применять специальные низкооборотные дополнительные насосы, устанавливаемые между баком и основным насосом двигателя. Напор, создаваемый таким предвключенным насосом, составляет небольшую величину, необходимую лишь для обеспечения нормальной (бескавитационной) работы основного насоса (обычно 0,3-1,5 МПа). Конструктивное исполнение такого преднасоса может быть разным, вплоть до снабжения его индивидуальным турбоприводом и оформления его совместно с турбиной (газовой или гидравлической) в автономный конструктивно обособленный агрегат, называемый бустерным турбонасосным агрегатом (БТНА). БТНА может размещаться непосредственно на раме двигателя, а может размещаться на любом участке топливного трубопровода от бака до двигателя. По такой схеме работает множество ЖРД, например американский двигатель «Эроджет» тягой 182 т (Иностранные авиационные и ракетные двигатели, 1971 г, ЦИАМ, стр.473). Такое же техническое решение заложено в конструкцию двигателя SSME (см. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, с.225).The invention relates to rocket technology, and in particular to the creation of launch vehicles (LV) and booster rocket blocks (RB) with liquid rocket engines (LRE). It is known that the main components of a liquid rocket or booster block are fuel tanks (oxidizer and fuel), liquid propellant rocket engines, power elements and a control system. Based on the task of minimizing the mass of fuel tanks, when using a pumping fuel supply system, the pressure in them is prescribed as minimal - usually at the level of 0.15-0.35 MPa. This pressure level is not enough for cavitation-free operation of high-speed liquid-propellant LRE pumps, which forces engine designers to use special low-speed auxiliary pumps installed between the tank and the main engine pump. The pressure created by such an upstream pump is a small amount necessary only to ensure normal (cavitation-free) operation of the main pump (usually 0.3-1.5 MPa). The design of such a pre-pump can be different, up to supplying it with an individual turbo drive and designing it together with a turbine (gas or hydraulic) in an autonomous structurally isolated unit called a booster turbopump unit (BTNA). BTNA can be placed directly on the engine frame, and can be placed on any part of the fuel pipeline from the tank to the engine. Many LREs operate according to this scheme, for example, the American Erodzhet engine with a thrust of 182 tons (Foreign Aircraft and Rocket Engines, 1971, TsIAM, p. 473). The same technical solution is embedded in the design of the SSME engine (see Design and engineering of liquid rocket engines. M: Mashinostroenie, 1989, p. 225).
Предельным случаем является размещение БТНА непосредственно на выходной горловине бака. В этом случае максимально реализуются следующие преимущества:The limiting case is the placement of BTNA directly on the outlet of the tank. In this case, the following benefits are realized to the maximum:
- уменьшается в 1,5-2 раза диаметр топливного трубопровода на всем участке от бака до двигателя. Это дает возможность снизить массу топливной системы и облегчить прокладку трубопровода по борту ракеты и в двигательном отсеке;- the diameter of the fuel pipeline is reduced by 1.5-2 times over the entire section from the tank to the engine. This makes it possible to reduce the weight of the fuel system and facilitate the laying of the pipeline along the rocket and in the engine compartment;
- появляется дополнительная возможность снижения давления в топливном баке на величину гидравлического сопротивления топливного трубопровода;- there is an additional opportunity to reduce the pressure in the fuel tank by the amount of hydraulic resistance of the fuel pipeline;
- для криогенного компонента топлива облегчается процесс захолаживания конструкции двигателя (конструктивные элементы БТНА захолаживаются автоматически при заправке бака компонентом топлива).- for the cryogenic fuel component, the cooling process of the engine structure is facilitated (the structural elements of the BTNA are cooled automatically when the tank is filled with the fuel component).
- улучшается динамика топливного трубопровода за счет воздействия на нее большого перепада давления между входом и выходом, что важно для этапа запуска двигателя и других переходных процессов.- the dynamics of the fuel pipeline is improved due to the impact of a large pressure drop between the inlet and the outlet, which is important for the stage of starting the engine and other transients.
Питание турбины БТНА традиционно осуществляется от систем двигателя либо генераторным газом, отбираемым от систем двигателя (в случае использования газовой турбины в БТНА), либо высоконапорным жидким компонентом топлива, отбираемым из занасосной магистрали двигателя (в случае использования гидравлической турбины в БТНА). Отвод рабочего тела после турбины осуществляется, как правило, в окружающую среду через сопла (если рабочее тело - газ), либо в магистраль с низким давлением (в основном, когда рабочим телом является жидкость). Примером известной реализации двигательной установки, принятой за прототип, является двигательная установка разгонного блока "ДМ" с двигателем 11Д58М, в которой БТНА горючего и окислителя размещены непосредственно в днищах одноименных баков, а газовые турбины этих БТНА последовательно питаются высокотемпературным газом высокого давления, отобранным после газогенератора (перед турбиной основного ТНА) двигателя. Выброс отработанного газа на турбинах БТНА в этом блоке осуществляется в окружающую среду через сопла крена (см. С.П.Уманский. Ракеты-носители, космодромы. М.: Рестарт+, 2001, с.46, 88).BTNA turbine power is traditionally supplied from engine systems either by generating gas taken from engine systems (in the case of using a gas turbine in BTNA), or by a high-pressure liquid fuel component taken from the engine drift line (in case of using a hydraulic turbine in BTNA). The removal of the working fluid after the turbine is carried out, as a rule, into the environment through nozzles (if the working fluid is gas), or to the low-pressure line (mainly when the working fluid is a liquid). An example of a well-known implementation of the propulsion system adopted as a prototype is the propulsion system of the DM boost block with an 11D58M engine, in which fuel and oxidizer BTNAs are located directly in the bottoms of the tanks of the same name, and the gas turbines of these BTNAs are sequentially fed with high-temperature high-pressure gas selected after the gas generator (in front of the turbine of the main TNA) of the engine. The exhaust gas emission on BTNA turbines in this unit is carried out into the environment through roll nozzles (see S.P. Umansky. Booster rockets, cosmodromes. M: Restart +, 2001, p. 46, 88).
Недостатками примененного в прототипе конструкторского решения являются:The disadvantages of the prototype used in the design solution are:
- наличие протяженных коммуникаций подвода рабочего тела турбины от двигателя к БТНА, которые увеличивают массу двигательной установки;- the presence of extended communications of the supply of the working fluid of the turbine from the engine to the BTNA, which increase the mass of the propulsion system;
- конструктивный отрыв БТНА от двигателя затрудняет экспериментальную отработку системы "БТНА-двигатель" из-за необходимости имитации стендовыми средствами объектовых условий размещения БТНА при обеспечении газодинамической связи газогенератора двигателя и турбины БТНА;- structural detachment of the BTNA from the engine makes it difficult to experimentally test the BTNA-engine system due to the need to simulate the bench conditions of the BTNA placement with bench means while providing gas-dynamic communication between the gas generator of the engine and the BTNA turbine;
- полная невозможность совместной экспериментальной отработки БТНА и отдельного двигателя в случае использования в составе двигательной установки нескольких автономных двигателей;- the complete impossibility of joint experimental testing of BTNA and a separate engine if several autonomous engines are used as part of a propulsion system;
- затруднена реализация синхронного запуска БТНА и двигателя из-за большой протяженности трубопровода подвода рабочего тела к турбине от двигателя;- it is difficult to realize the synchronous start of the BTNA and the engine due to the large length of the pipeline for supplying the working fluid to the turbine from the engine;
- газ после турбины БТНА, выбрасываемый в окружающую среду, используется в полезных целях лишь частично (только лишь на создание тягового усилия в соплах крена), в то время как его энергетический запас может быть достаточным и для наддува топливного бака.- the gas after the BTNA turbine emitted into the environment is used for useful purposes only partially (only to create traction in the nozzles of the roll), while its energy reserve may be sufficient to boost the fuel tank.
Целью предлагаемого изобретения является разработка такой конструкции ракетного блока, которая была бы лишена упомянутых недостатков и имела бы преимущества за счет:The aim of the invention is the development of such a design of the missile unit, which would be devoid of the above disadvantages and would have advantages due to:
- исключения протяженного трубопровода подвода рабочего тела к турбине БТНА от двигателя;- exclusion of an extended pipeline for supplying a working fluid to the BTNA turbine from the engine;
- обеспечения возможности независимой автономной отработки как БТНА, так и двигателя;- providing the possibility of independent independent testing of both BTNA and engine;
- сведения на нет значимости вопроса обеспечения синхронного запуска БТНА и двигателя, поскольку запуск БТНА может осуществляться с опережением запуска двигателя;- nullifying the significance of the issue of ensuring synchronous start of BTNA and the engine, since BTNA can be started ahead of engine start;
- обеспечения использования газа, отработанного в турбине БТНА, для наддува топливного бака;- ensuring the use of gas exhausted in the BTNA turbine for boosting the fuel tank;
Указанная цель достигается тем, что двигательная установка жидкостной ракеты включает топливный бак, жидкостный ракетный двигатель, бустерный турбонасосный агрегат с турбиной, баллон со сжатым газом, трубопроводы с запорной и управляющей арматурой, при этом установка снабжена (как минимум, по одному конструктивному элементу) дополнительной емкостью высокого давления для компонента топлива, газогенератором для выработки рабочего тела турбины БТНА путем сжигания в нем компонентов топлива, причем газовая «подушка» дополнительной емкости высокого давления соединена трубопроводом с баллоном сжатого газа, жидкостная часть этой емкости соединена с форсунками газогенератора, выход газогенератора соединен со входом в турбину БТНА, а выхлопной патрубок турбины соединен с газовой «подушкой» топливного бака и/или с окружающей средой.This goal is achieved in that the liquid rocket propulsion system includes a fuel tank, a liquid rocket engine, a turbo pump booster unit with a turbine, a compressed gas cylinder, pipelines with shut-off and control valves, while the installation is equipped with (at least one structural element) additional a high-pressure tank for the fuel component, a gas generator to generate the working fluid of the BTNA turbine by burning fuel components in it, and the gas "cushion" of the additional tank and the high-pressure pipe is connected with a cylinder of compressed gas, liquid portion of the vessel is connected with the nozzles of the gas generator, the gas generator output is connected to the input of the turbine BTNA and exhaust tube connected to the gas turbine "cushion" the fuel tank and / or the environment.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой, приведенной на фиг.1, где:The essence of the invention is illustrated by the circuit shown in figure 1, where:
1 - бак окислителя;1 - oxidizer tank;
2 - бак горючего;2 - fuel tank;
3 - жидкостный ракетный двигатель;3 - liquid rocket engine;
4 - турбины БТНА;4 - BTNA turbines;
5 - дополнительная емкость окислителя высокого давления;5 - additional capacity of the oxidizer of high pressure;
6 - дополнительная емкость горючего высокого давления;6 - additional fuel high pressure tank;
7 - баллоны со сжатым газом;7 - cylinders with compressed gas;
8, 9 - топливные трубопроводы;8, 9 - fuel pipelines;
10 - газогенератор, работающий с избытком окислителя;10 - gas generator operating with an excess of oxidizing agent;
11 - газогенератор, работающий с избытком горючего;11 - a gas generator operating with excess fuel;
12 - трубопроводы наддува топливных баков;12 - pipelines for boosting fuel tanks;
13 - выбросы отработанных на турбинах газов в окружающую среду;13 - emissions of exhaust gases from turbines into the environment;
14 - клапаны подачи газа высокого давления для наддува емкостей 5, 6;14 - high pressure gas supply valves for pressurization of tanks 5, 6;
15 - клапаны подачи компонентов топлива в газогенераторы 10 и 11;15 - valves for supplying fuel components to gas generators 10 and 11;
16 - насосы БТНА;16 - BTNA pumps;
17 - клапаны пусковые.17 - starting valves.
Предлагаемая двигательная установка работает следующим образом. Перед пуском РН топливные баки окислителя и горючего 1 и 2 и дополнительные емкости 5 и 6 заправляются компонентами топлива до клапанов 15 и 17, которые в исходном состоянии закрыты. Насосы 16 БТНА при этом заполняются компонентами топлива. Баллоны 7 заполняются сжатым газом (как правило, гелием или азотом) до клапанов 14. Клапаны 14 закрыты. По команде "запуск" клапаны 14 открываются, и создается давление в дополнительных емкостях 5 и 6. Затем открываются клапаны 15, чем обеспечивается поступление компонентов топлива в газогенераторы 10 и 11, в которых начинается процесс горения, и происходит их запуск. Одновременно с запуском газогенераторов происходит раскрутка БТНА и наддув топливных баков выхлопными газами турбины. В процессе или после выхода на рабочий режим БТНА открываются пусковые клапаны 17, и компоненты топлива поступают в двигатель под давлением, создаваемым работающим БТНА.The proposed propulsion system operates as follows. Before starting the launch vehicle, the oxidizer and fuel tanks 1 and 2 and additional tanks 5 and 6 are filled with fuel components to valves 15 and 17, which are closed in the initial state. BTNA pumps 16 are filled with fuel components. Cylinders 7 are filled with compressed gas (usually helium or nitrogen) to valves 14. Valves 14 are closed. By the “start” command, the valves 14 are opened and pressure is created in the additional tanks 5 and 6. Then, the valves 15 are opened, which ensures the flow of fuel components into the gas generators 10 and 11, in which the combustion process begins, and they are started. Simultaneously with the start of gas generators, BTNA is unwound and the fuel tanks are pressurized with exhaust gases of the turbine. During or after entering the operating mode of the BTNA, the starting valves 17 open and the fuel components enter the engine under the pressure created by the operating BTNA.
Выключение двигательной установки осуществляется выключением двигателя и закрытием клапанов 15 и 14.The engine is switched off by turning off the engine and closing the valves 15 and 14.
Предполагаемое изобретение за счет установки дополнительных емкостей высокого давления и газогенераторов для выработки рабочих тел турбин БТНА непосредственно в районе размещения последних позволяет реализовать компоновочную схему двигательной установки с уменьшенными диаметрами топливных трубопроводов с минимальной протяженностью трубопроводов подвода рабочего тела к турбинам БТНА, свести на нет проблему синхронизации запуска БТНА и двигателя (благодаря возможности независимого опережающего запуска газогенератора и БТНА), проводить экспериментальную отработку БТНА на автономном стенде независимо от отработки двигателя.The alleged invention, due to the installation of additional high-pressure tanks and gas generators for generating the working fluids of BTNA turbines directly in the area where the latter are located, allows implementing the layout of the propulsion system with reduced diameters of the fuel pipelines with a minimum length of the pipelines for supplying the working fluid to the BTNA turbines, negating the problem of starting synchronization BTNA and engine (due to the possibility of independent advanced start of the gas generator and BTNA), about to conduct experimental testing of BTNA on an autonomous stand regardless of engine testing.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011120964/06A RU2451199C1 (en) | 2011-05-24 | 2011-05-24 | Liquid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011120964/06A RU2451199C1 (en) | 2011-05-24 | 2011-05-24 | Liquid-propellant rocket engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2451199C1 true RU2451199C1 (en) | 2012-05-20 |
Family
ID=46230803
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011120964/06A RU2451199C1 (en) | 2011-05-24 | 2011-05-24 | Liquid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2451199C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2629586C2 (en) * | 2015-08-21 | 2017-08-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Engine system of cosmic aircraft |
RU2641791C2 (en) * | 2012-11-06 | 2018-01-22 | Снекма | Method and device for rocket engine power supply |
CN110725757A (en) * | 2019-11-28 | 2020-01-24 | 上海坤释流体科技有限公司 | Electric rocket engine system |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3623329A (en) * | 1960-04-12 | 1971-11-30 | United Aircraft Corp | Control system for liquid rocket |
US3882676A (en) * | 1972-11-01 | 1975-05-13 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Main stream liquid-fuel rocket engine construction |
GB2147052A (en) * | 1983-09-22 | 1985-05-01 | Satoru Suzuki | Additional propellant for rocket |
RU2084647C1 (en) * | 1991-03-25 | 1997-07-20 | Венчурс Анлимитед Инк. | Device for separating hazard emission discharging from crankcase of internal combustion engine |
RU2241847C2 (en) * | 2002-02-26 | 2004-12-10 | ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Liquid-propellant rocket engine fuel line |
-
2011
- 2011-05-24 RU RU2011120964/06A patent/RU2451199C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3623329A (en) * | 1960-04-12 | 1971-11-30 | United Aircraft Corp | Control system for liquid rocket |
US3882676A (en) * | 1972-11-01 | 1975-05-13 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Main stream liquid-fuel rocket engine construction |
GB2147052A (en) * | 1983-09-22 | 1985-05-01 | Satoru Suzuki | Additional propellant for rocket |
RU2084647C1 (en) * | 1991-03-25 | 1997-07-20 | Венчурс Анлимитед Инк. | Device for separating hazard emission discharging from crankcase of internal combustion engine |
RU2241847C2 (en) * | 2002-02-26 | 2004-12-10 | ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Liquid-propellant rocket engine fuel line |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2641791C2 (en) * | 2012-11-06 | 2018-01-22 | Снекма | Method and device for rocket engine power supply |
US10072610B2 (en) | 2012-11-06 | 2018-09-11 | Arianegroup Sas | Method and a device for feeding a rocket engine |
RU2629586C2 (en) * | 2015-08-21 | 2017-08-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Engine system of cosmic aircraft |
CN110725757A (en) * | 2019-11-28 | 2020-01-24 | 上海坤释流体科技有限公司 | Electric rocket engine system |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6506282B2 (en) | Device for pressurizing a propellant tank of a rocket engine | |
JP2016510376A (en) | Cryogenic fuel system and method for supplying fuel in aircraft | |
CN111963340B (en) | Multi-starting system of pneumatic supercharging device of liquid rocket engine | |
JP2016509645A (en) | Temperature and actuation control system and method for controlling aircraft fluid temperature | |
US20140283499A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
EP3004616B1 (en) | Stored pressure driven cycle | |
JP2013540941A (en) | Dual fuel aircraft engine control system and operating method thereof | |
US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
CN105422317A (en) | Starting box type multi-time starting system for engine and starting method | |
US4171615A (en) | Supercharged topping rocket propellant feed system | |
CN104919166A (en) | Starter device for rocket motor turbopump | |
RU2451199C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
US20160222918A1 (en) | Device for self-pressurization of a tank | |
US5873241A (en) | Rocket engine auxiliary power system | |
JP2017500493A (en) | Propulsion assembly and propellant supply method | |
RU2385274C1 (en) | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine | |
RU2486113C1 (en) | Space object cryogenic liquid-propellant engine starting system | |
US20160237951A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
RU2065068C1 (en) | Experimental liquid-propellant reheat engine | |
RU2542623C1 (en) | Operation of oxygen-kerosene liquid rocket engine and rocket engine plant | |
RU2116491C1 (en) | Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine used for realization of this method | |
RU2338083C1 (en) | Hybrid rocket engine | |
RU2748344C1 (en) | Multistage rocket and method for separating waste parts | |
RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
RU2801019C1 (en) | Method of operation of closed cycle liquid rocket engine with afterburning of oxidizing and reducing generator gases without complete gasification and liquid rocket engine |