JPH11229963A - Expander cycle structure in liquid rocket engine - Google Patents
Expander cycle structure in liquid rocket engineInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、二液推進剤の液体
ロケットエンジンにおいて、燃焼室・ノズルの再生冷却
によって燃料をガス化させ、その膨張エネルギーでター
ボポンプを駆動して、推進剤を燃焼器に供給するエキス
パンダサイクル構造に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a two-liquid propellant liquid rocket engine, in which fuel is gasified by regenerative cooling of a combustion chamber and a nozzle, and a turbo pump is driven by the expansion energy to burn the propellant. The present invention relates to an expander cycle structure for supplying a vessel.
【０００２】[0002]
【従来の技術】燃料と酸化剤を用いる二液推進剤の液体
ロケットエンジンにおいて、ポンプによって推進剤（液
体水素及び液体酸素）を燃焼器に圧送するエンジンサイ
クル方式の一つにエキスパンダサイクルと呼ばれる方式
のものがある。2. Description of the Related Art In a two-liquid propellant liquid rocket engine using a fuel and an oxidant, one of engine cycle systems in which propellants (liquid hydrogen and liquid oxygen) are pumped to a combustor by a pump is called an expander cycle. There is a method.
【０００３】エキスパンダサイクルは、燃焼室及び又は
ノズルの再生冷却によって燃料である液体水素をガス化
させ、その膨張エネルギーでターボポンプを駆動して、
液体水素及び液体酸素を燃焼室に圧送するものである。[0003] In the expander cycle, liquid hydrogen as fuel is gasified by regenerative cooling of a combustion chamber and / or a nozzle, and a turbo pump is driven by the expansion energy thereof,
Liquid hydrogen and liquid oxygen are pumped into the combustion chamber.
【０００４】燃料として液体水素を、酸化剤として液体
酸素を用いる二液推進剤の場合では、図２に概念構成を
示すように、再生冷却流路２１によってガス化された作
動ガス（水素ガス）の供給経路２０に液体水素用のター
ボポンプ（燃料ターボポンプ３０）と液体酸素用のター
ボポンプ（酸化剤ターボポンプ５０）のタービン３１，
５１が直列に配設され、水素ガスによって密度が高く従
って高出力が必要な液体水素用の燃料ターボポンプ３０
を先に駆動し、その後に液体酸素用の酸化剤ターボポン
プ５０を駆動するように構成されている。In the case of a two-component propellant using liquid hydrogen as fuel and liquid oxygen as oxidant, as shown in FIG. 2, the working gas (hydrogen gas) gasified by the regenerative cooling passage 21 is shown. And a turbine 31 of a turbo pump for liquid hydrogen (fuel turbo pump 30) and a turbo pump for liquid oxygen (oxidant turbo pump 50)
51 are arranged in series, and a fuel turbo pump 30 for liquid hydrogen, which is high in density due to hydrogen gas and therefore requires high power
Is driven first, and then the oxidant turbo pump 50 for liquid oxygen is driven.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記の
ごとく燃料ターボポンプ３０と酸化剤ターボポンプ５０
のタービン３１，５１が直列に配設されて成るエキスパ
ンダサイクル構成は、構造が簡単で上段用の低出力エン
ジンには多く用いられるが、タービンの出力を大きくす
ることが困難であるために大形（高出力）で高燃焼圧の
エンジンには適さないものであった。However, as described above, the fuel turbo pump 30 and the oxidizing turbo pump 50
Although the expander cycle configuration in which the turbines 31 and 51 are arranged in series has a simple structure and is often used for a low-output engine for the upper stage, it is difficult to increase the output of the turbine. It was not suitable for engines of high shape (high output) and high combustion pressure.
【０００６】即ち、作動ガスである水素ガスの圧力降下
が燃料ターボポンプ３０と酸化剤ターボポンプ５０の二
段階で行われるため、燃焼圧を高くするためには燃料タ
ーボポンプ３０の吐出圧を非常に高く設定せざるを得
ず、その結果、燃料ターボポンプ３０の重量の増大と耐
久性の低下を来すという問題を有するものであった。That is, since the pressure drop of the hydrogen gas as the working gas is performed in two stages, the fuel turbo pump 30 and the oxidizing turbo pump 50, the discharge pressure of the fuel turbo pump 30 must be reduced in order to increase the combustion pressure. Therefore, the fuel turbo pump 30 has a problem that the weight increases and the durability decreases.
【０００７】本発明は、上記問題に鑑みてなされたもの
であって、燃料ターボポンプの吐出圧の高圧化によって
燃料ターボポンプの重量増大と耐久性の低下を来すこと
がなく、大形で高燃焼圧のエンジンにも適用可能な液体
ロケットエンジンにおけるエキスパンダサイクル構造を
提供することを目的とする。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above problems, and does not increase the weight and durability of the fuel turbopump by increasing the discharge pressure of the fuel turbopump. An object of the present invention is to provide an expander cycle structure in a liquid rocket engine applicable to a high combustion pressure engine.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成する本発
明の液体ロケットエンジンにおけるエキスパンダサイク
ル構造は、二液推進剤の液体ロケットエンジンにおい
て、再生冷却によって燃料をガス化させ、その膨張エネ
ルギーで燃料及び酸化剤を燃焼室に圧送するターボポン
プを駆動するエキスパンダサイクル構造であって、前記
ガス化した燃料を、分岐経路を介して燃料ターボポンプ
と酸化剤ターボポンプのタービンにそれぞれ供給し、そ
れぞれ独立して駆動するように構成されていることを特
徴とする。The expander cycle structure of the liquid rocket engine of the present invention which achieves the above object is a gas liquefied rocket engine with two liquid propellants, in which the fuel is gasified by regenerative cooling and the expansion energy is used. An expander cycle structure that drives a turbo pump that pumps fuel and oxidant to a combustion chamber, and supplies the gasified fuel to a fuel turbo pump and a turbine of an oxidant turbo pump via a branch path, respectively. It is characterized by being configured to be driven independently.
【０００９】[0009]
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照して本願発
明の実施の形態について説明する。図１は本発明に係る
液体ロケットエンジンにおけるエキスパンダサイクル構
造を適用した液体ロケットエンジンの概念図である。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the accompanying drawings. FIG. 1 is a conceptual diagram of a liquid rocket engine to which an expander cycle structure is applied in a liquid rocket engine according to the present invention.
【００１０】図示液体ロケットエンジン１０は、燃料と
して液体水素を、酸化剤として液体酸素を用いる二液推
進剤のロケットエンジンであり、燃料供給ライン２０を
介して供給される液体水素を燃料ターボポンプ３０によ
って燃焼室６０に圧送すると共に酸化剤供給ライン４０
を介して供給される液体酸素を酸化剤ターボポンプ５０
によって燃焼室６０に圧送し、燃焼室６０内で燃焼させ
て推力を得るように構成されている。The illustrated liquid rocket engine 10 is a two-liquid propellant rocket engine using liquid hydrogen as fuel and liquid oxygen as oxidant, and uses liquid hydrogen supplied through a fuel supply line 20 as a fuel turbo pump 30. And the oxidant supply line 40
Liquid oxygen supplied through the oxidizer turbo pump 50
, And is sent to the combustion chamber 60 to be burned in the combustion chamber 60 to obtain a thrust.
【００１１】燃料供給ライン２０は、燃料ターボポンプ
３０のポンプ３２を介して燃焼室６０及びノズル７０の
周囲に配設された再生冷却流路２１に入り、該再生冷却
流路２１を経過した後、燃料ターボポンプ側ライン２０
Ａと、酸化剤ターボポンプ側ライン２０Ｂに分岐する。The fuel supply line 20 enters a regenerative cooling channel 21 disposed around the combustion chamber 60 and the nozzle 70 via the pump 32 of the fuel turbo pump 30, and after passing through the regenerative cooling channel 21. , Fuel turbo pump side line 20
A and branches to the oxidant turbo pump side line 20B.
【００１２】燃料ターボポンプ側ライン２０Ａは、燃料
ターボポンプ３０のタービン３１の吸気側に接続され、
排気側から燃焼室６０に接続されている。The fuel turbo pump side line 20A is connected to the intake side of the turbine 31 of the fuel turbo pump 30,
It is connected to the combustion chamber 60 from the exhaust side.
【００１３】酸化剤ターボポンプ側ライン２０Ｂは、酸
化剤ターボポンプ５０のタービン５１に接続され、排気
側から燃焼室６０に接続されている。The oxidizer turbo pump side line 20B is connected to the turbine 51 of the oxidizer turbo pump 50, and is connected to the combustion chamber 60 from the exhaust side.
【００１４】酸化剤供給ライン４０は、酸化剤ターボポ
ンプ５０のポンプ５２を介して燃焼室６０に接続されて
いる。The oxidant supply line 40 is connected to a combustion chamber 60 via a pump 52 of an oxidant turbo pump 50.
【００１５】上記構成では、燃料供給ライン２０は再生
冷却流路２１を通過した後、燃料ターボポンプ側ライン
２０Ａと酸化剤ターボポンプ側ライン２０Ｂの分岐して
各々燃料ターボポンプ３０又は酸化剤ターボポンプ５０
のタービン３１，５１に接続されており、従って、燃料
ターボポンプ３０又は酸化剤ターボポンプ５０は燃料供
給ライン２０内に並列に設けられているものである。In the above configuration, after the fuel supply line 20 passes through the regenerative cooling flow path 21, the fuel turbo pump side line 20A and the oxidant turbo pump side line 20B are branched into a fuel turbo pump 30 or an oxidant turbo pump, respectively. 50
Therefore, the fuel turbo pump 30 or the oxidizing turbo pump 50 is provided in the fuel supply line 20 in parallel.
【００１６】ここで、燃料ターボポンプ３０と酸化剤タ
ーボポンプ５０とでは、燃料（水素）と酸化剤（酸素）
の密度差に起因して所要出力が異なるが、この出力差は
燃料ターボポンプ３０及び酸化剤ターボポンプ５０のタ
ービンノズルの開口面積を変えることで適宜に設定すれ
ば良い。また、酸化剤ターボポンプ側ライン４０内にオ
リフィスを設けて流量を調節するように構成しても良い
ものである。Here, the fuel (hydrogen) and the oxidant (oxygen)
Although the required output differs due to the density difference between the fuel turbo pump 30 and the oxidant turbo pump 50, the output difference may be appropriately set by changing the opening area of the turbine nozzle of the fuel turbo pump 30 and the oxidizing turbo pump 50. Alternatively, an orifice may be provided in the oxidant turbo pump side line 40 to adjust the flow rate.
【００１７】而して、上記のごとく構成されたロケット
エンジン１０のエキスパンダサイクル構造では、燃料供
給ライン２０を介して供給されて燃料ターボポンプ３０
によって圧送される液体水素が、燃焼室６０及びノズル
７０の再生冷却流路２１を流れる際の熱交換によってガ
ス化され、その水素ガスが燃料ターボポンプ側ライン２
０Ａ及び酸化剤ターボポンプ側ライン２０Ｂを介して燃
料ターボポンプ３０のタービン３１及び酸化剤ターボポ
ンプ５０のタービン５１に供給されてその膨張エネルギ
ーでそれぞれを並列に駆動し、燃料ターボポンプ３０で
水素を、酸化剤ターボポンプ５０で酸素を、所定の比率
でそれぞれ燃焼器６０に圧送するものである。In the expander cycle structure of the rocket engine 10 configured as described above, the fuel is supplied through the fuel supply line 20 and the fuel turbo pump 30 is supplied.
Liquid hydrogen is gasified by heat exchange when flowing through the regenerative cooling passage 21 of the combustion chamber 60 and the nozzle 70, and the hydrogen gas is supplied to the fuel turbo pump side line 2
0A and the oxidizer turbo pump side line 20B are supplied to the turbine 31 of the fuel turbo pump 30 and the turbine 51 of the oxidizer turbo pump 50, and are driven in parallel by their expansion energy. The oxidizer turbo pump 50 pumps oxygen to the combustor 60 at a predetermined ratio.
【００１８】これにより、作動ガスである水素ガスのタ
ービン駆動による圧力降下は、燃料ターボポンプ３０と
酸化剤ターボポンプ５０でそれぞれ独立して生ずるた
め、燃料ターボポンプ３０と酸化剤ターボポンプ５０と
による二重の圧力降下を考慮して燃料用ターボポンプ３
０の吐出圧を設定する必要がなく、従って、燃料用ター
ボポンプ３０の吐出圧を極めて高く設定することなく高
燃焼圧のエンジンにも対応可能となるものである。Thus, the pressure drop of the hydrogen gas, which is the working gas, due to the drive of the turbine is generated independently by the fuel turbo pump 30 and the oxidizing turbo pump 50. Turbo pump for fuel 3 considering double pressure drop
It is not necessary to set a discharge pressure of 0, and therefore, it is possible to cope with an engine having a high combustion pressure without setting the discharge pressure of the fuel turbopump 30 extremely high.
【００１９】[0019]
【発明の効果】以上述べたように、ガス化した燃料を、
分岐経路を介して燃料ターボポンプと酸化剤ターボポン
プのタービンにそれぞれ供給し、それぞれ独立して駆動
するように構成されていることにより、ガス化燃料の圧
力降下は燃料ターボポンプと酸化剤ターボポンプでそれ
ぞれ独立して行われるため、燃料ターボポンプと酸化剤
ターボポンプとによる二重の圧力降下を考慮して燃料用
ターボポンプの吐出圧を設定する必要がなく、その結
果、燃料用ターボポンプの吐出圧の高圧化による燃料用
ターボポンプの重量増大と耐久性の低下を来すことなく
エンジンの大型化・高燃焼圧化が可能となるものであ
る。As described above, gasified fuel is
By supplying the fuel to the turbine of the fuel turbo pump and the turbine of the oxidant turbo pump via the branch path, and driving independently of each other, the pressure drop of the gasified fuel is reduced by the fuel turbo pump and the oxidant turbo pump. It is not necessary to set the discharge pressure of the fuel turbopump in consideration of the double pressure drop by the fuel turbopump and the oxidant turbopump. It is possible to increase the size of the engine and increase the combustion pressure without increasing the weight and reducing the durability of the fuel turbopump due to the increase in the discharge pressure.
【図１】本発明に係る液体ロケットエンジンにおけるエ
キスパンダサイクル構造を適用した液体ロケットエンジ
ンの概念図である。FIG. 1 is a conceptual diagram of a liquid rocket engine to which an expander cycle structure is applied in a liquid rocket engine according to the present invention.
【図２】従来例としてのエキスパンダサイクルの液体ロ
ケットエンジンの概念図である。FIG. 2 is a conceptual diagram of a liquid rocket engine of an expander cycle as a conventional example.
１０ 液体ロケットエンジン ２０ 燃料供給ライン ２０Ａ 燃料ターボポンプ側ライン（分岐経路） ２０Ｂ 酸化剤ターボポンプ側ライン（分岐経路） ３０ 燃料ターボポンプ ３１ タービン ５０ 酸化剤ターボポンプ ５１ タービン ６０ 燃焼室 Reference Signs List 10 liquid rocket engine 20 fuel supply line 20A fuel turbo pump side line (branch path) 20B oxidizer turbo pump side line (branch path) 30 fuel turbo pump 31 turbine 50 oxidizer turbo pump 51 turbine 60 combustion chamber
Claims (1)
いて、再生冷却によって燃料をガス化させ、その膨張エ
ネルギーで燃料及び酸化剤を燃焼室に圧送するターボポ
ンプを駆動するエキスパンダサイクル構造であって、 前記ガス化した燃料を、分岐経路を介して燃料ターボポ
ンプと酸化剤ターボポンプのタービンにそれぞれ供給
し、それぞれ独立して駆動するように構成されているこ
とを特徴とする液体ロケットエンジンにおけるエキスパ
ンダサイクル構造。1. An expander cycle structure in a two-liquid propellant liquid rocket engine for driving a turbopump for gasifying fuel by regenerative cooling and for pumping fuel and oxidant to a combustion chamber by its expansion energy. An extract in a liquid rocket engine, wherein the gasified fuel is supplied to turbines of a fuel turbopump and an oxidant turbopump via a branch path, and driven independently of each other. Panda cycle structure.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10046269A JPH11229963A (en) | 1998-02-12 | 1998-02-12 | Expander cycle structure in liquid rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10046269A JPH11229963A (en) | 1998-02-12 | 1998-02-12 | Expander cycle structure in liquid rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11229963A true JPH11229963A (en) | 1999-08-24 |
Family
ID=12742515
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10046269A Pending JPH11229963A (en) | 1998-02-12 | 1998-02-12 | Expander cycle structure in liquid rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11229963A (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011030719A1 (en) | 2009-09-08 | 2011-03-17 | 株式会社Ihi | Rocket engine system for realizing high-speed response |
| RU2506444C1 (en) * | 2012-05-22 | 2014-02-10 | Александр Фролович Ефимочкин | Liquid propellant rocket |
| US10605203B2 (en) | 2014-09-25 | 2020-03-31 | Patched Conics, LLC. | Device, system, and method for pressurizing and supplying fluid |
| CN114838385A (en) * | 2022-03-21 | 2022-08-02 | 西安航天动力研究所 | Self-shunting composite cooling combustion chamber |
-
1998
- 1998-02-12 JP JP10046269A patent/JPH11229963A/en active Pending
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