RU172588U1 - Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах - Google Patents
Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах Download PDFInfo
- Publication number
- RU172588U1 RU172588U1 RU2016124317U RU2016124317U RU172588U1 RU 172588 U1 RU172588 U1 RU 172588U1 RU 2016124317 U RU2016124317 U RU 2016124317U RU 2016124317 U RU2016124317 U RU 2016124317U RU 172588 U1 RU172588 U1 RU 172588U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- fuel
- rocket
- oxidizer
- filled
- 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
- F02K9/50—Feeding propellants using pressurised fluid to pressurise the propellants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области ракетной техники, в частности к конструкции ракетных двигателей на криогенных топливах. Ракетная двигательная установка, содержащая жидкостный ракетный двигатель, бак окислителя и бак горючего, шар-баллон со сжатым газом, а также трубопроводы с запорной и управляющей арматурой, отличающаяся тем, что бак окислителя заполнен пероксидом водорода, бак горючего заполнен смесью аммиака и ацетилена, при этом бак горючего и бак окислителя выполнены из композиционного материала, а бак окислителя дополнительно содержит тонкостенный алюминиевый лейнер, Установка, отличающаяся тем, что шар-баллон наполнен гелием. Использование полезной модели позволяет повысить удельный импульс тяги двигательной установки. 2 з. п. ф-лы, 1 ил.
Description
Область техники, к которой относится полезная модель
Полезная модель относится к области ракетной техники, в частности к конструкции ракетных двигателей на криогенных топливах.
Уровень техники
С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые бы имели один бак с окислителем и два бака с разными горючими. Такие ЖРД должны работать на одном и том же окислителе, но попеременно использовать разные баки с горючим. В России были разработаны трехкомпонентные двигатели РД-701, РД-704 и РД-0750, однако они не были доведены до стадии создания опытных образцов.
Также разрабатывались ракетные двигатели, использующие только один бак с горючим, но это горючее было двухкомпонентным - являлось смесью двух веществ. Например, ракетные двигатели ОРМ-4 и ОРМ-5, разработанные в газодинамической лаборатории в 1930-х годах, использовали в качестве топлива смесь бензина (50%) и бензола (50%). Однако широкого распространения такая схема ЖРД, работающего на трех компонентах, два из которых смешаны в одном баке, не получила по различным причинам.
В настоящее время в России эксплуатируется большое количество ракет-носителей (РН) и разгонных блоков (РБ), использующих в качестве топлива гидразин либо несимметричный диметилгидразин (НДМГ), а в качестве окислителя - тетраоксид азота (AT). Эти вещества очень ядовиты и обладают довольно низким удельным импульсом, но при этом имеют одно крайне важное достоинство - они не криогенные и долгохранимые.
Другими словами, они находятся в жидком состоянии при температуре и давлении при нормальных условиях, поэтому практически не выкипают при длительном хранении в заправленной ракете.
Из уровня техники известно ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей. Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей состоит из жидкого окислителя, предпочтительнее жидкого кислорода, и горючего в виде раствора горючего компонента в жидком аммиаке. В качестве горючего компонента применен ацетилен, при этом концентрация раствора ацетилена в жидком аммиаке составляет от 40 до 90 мас.%, см. RU 2442904, опубл. 20.02.2012.
Из уровня техники известна двигательная установка. Известная 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, см. RU 2451199 С1, опубл. 20.05.2012.
Замена топливных пар «гидразин+АТ» и «НДМГ+АТ» на криогенные (т.е. жидкие только при сверхнизких температурах) топливные пары в РН и РБ теоретически увеличит удельный импульс, грузоподъемность и прочие характеристики РН и РБ, но практически не может быть проведена без кардинальной переделки как ракет и разгонных блоков, так и наземной инфраструктуры.
Производство криогенных топлив придется производить на месте пуска, баки под криогенное топливо придется теплоизолировать, а элементы конструкции, теряющие работоспособность при низких температурах, заменить. Если в качестве горючего использовать жидкий водород, то ко всем перечисленным модификациям придется добавить значительное увеличение баков, т.к. жидкий водород обладает гораздо меньшей плотностью, чем все остальные распространенные и перспективные ракетные горючие (керосин, сжиженный природный газ, гидразин, НДМГ).
Увеличение баков, в свою очередь, это не только радикальное изменение конструкции РН и РБ, но и изменение инфраструктуры под большие размеры изделий (возможное расширение различных арок, проемов, высоты монтажно-испытательного корпуса, мачт обслуживания, изменение размеров транспортировочных контейнеров и т.д.).
Решение проблемы: использование в старых РН и РБ нового ЖРД, рассчитанного на использование в качестве окислителя высококонцентрированного пероксида водорода (некриогенной, долгохранимой жидкости), а в качестве горючего - ацетама (смеси аммиака и ацетилена, являющейся жидкостью при нормальной температуре и умеренно высоком давлении).
Вдобавок, пероксид водорода и ацетам практически не токсичны по сравнению с парами «гидразин+АТ» и «НДМГ+АТ», обладают более высоким удельным импульсом и примерно одинаковой плотностью, поэтому могут заливаться в баки объема, схожего с объемом баков старых РН и РБ.
Сущность изобретения
Задачей, решаемой заявленной полезной моделью, является увеличение удельного импульса, грузоподъемности РН и РБ без кардинальной переделки как РН и РБ, так и наземной инфраструктуры.
Технический результат заявленной полезной модели заключается в повышении удельного импульса тяги двигательной установки.
Технический результат заявленной полезной модели достигается за счет того, что трехкомпонентная жидкостная ракетная установка, содержащая жидкостный ракетный двигатель, бак окислителя и бак горючего, шар-баллон со сжатым газом, а также трубопроводы с запорной и управляющей арматурами, причем бак окислителя заполнен пероксидом водорода, бак горючего заполнен смесью аммиака и ацетилена, при этом бак горючего и бак окислителя выполнены из композиционного материала, а бак окислителя дополнительно содержит тонкостенный алюминиевый лейнер.
В частном случае реализации заявленной полезной модели бак окислителя и бак горючего выполнены из углепластика.
В частном случае реализации заявленной полезной модели шар-баллон заполнен гелием.
Краткое описание чертежа
Детали, признаки, а также преимущества настоящей полезной модели следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного ракетного двигателя с использованием чертежа, на котором показано:
фиг. 1 - принципиальное устройство ЖРД.
На фигуре цифрами обозначены следующие позиции:
1 - шар-баллон с газом наддува высокого давления (гелий); 2, 3 - редукционные клапаны; 4 - композитный бак ацетама; 5 - композитный бак пероксида водорода; 6 - лейнер из алюминия; 7 - демпфер; 8 - демпфер; 9 - камера сгорания и сопло.
Раскрытие полезной модели
Данный ЖРД состоит из шар-баллона, наполненного газом (гелием) под большим давлением, который используется для вытеснения горючего и окислителя в камеру сгорания ЖРД. Подача газа наддува в баки осуществляется через редукционные клапаны.
Во-вторых, это собственно баки, изготовленные из композиционного материала (углепластик). При этом бак окислителя дополнительно защищен от непосредственного контакта с перекисью водорода тонкостенным алюминиевым лейнером.
В третьих, в состав ЖРД входят магистрали, по которым подается топливо, демпферы для сглаживания возможных скачков давления в магистралях и, наконец, камера сгорания, где ацетам горит, соединяясь с пероксидом водорода.
Предлагается использовать в старых РН и РБ, использующих в качестве топлива пары «гидразин+АТ» и «НДМГ+АТ», ЖРД, рассчитанный на использование в качестве окислителя высококонцентрированного пероксида водорода (некриогенной, долгохранимой жидкости), а в качестве горючего - ацетама (смеси двух компонентов - аммиака и ацетилена, являющейся жидкостью при нормальной температуре и умеренно высоком давлении).
Топливо залито в новые баки: баки окислителя выполнены из материалов, совместимых с пероксидом водорода, а баки горючего выдерживают высокое давление, поскольку ацетам является жидкостью при нормальной температуре, но при давлении около 120 бар. Решение проблемы - использование композитных баков (из углепластика).
Если бак ацетама выполнен просто из углепластика, то бак окислителя изнутри дополнительно защищен от непосредственного контакта с перекисью водорода тонкостенным алюминиевым лейнером.
Благодаря такому решению бак получается, с одной стороны, легким и прочным (поскольку все силовые нагрузки берет на себя углепластик), а, с другой стороны, - совместимым с перекисью водорода, которая при контакте с незащищенным углепластиком начала бы разлагаться на воду и кислород с выделением тепла.
Поскольку средняя результирующая плотность топливной пары «пероксид водорода+ацетам» примерно совпадает с данным показателем для пар «гидразин+АТ» и «НДМГ+АТ», то общий объем баков на РН и РБ останется неизменным.
Вдобавок, пероксид водорода и ацетам по сравнению с парами «гидразин+АТ» и «НДМГ+АТ» практически нетоксичны и обладают более высоким удельным импульсом. Еще одно полезное свойство ацетама - он почти не дает нагара на камере сгорания ЖРД, а значит подходит для создания многоразовых двигателей и многоразовых РН.
Таким образом, для перехода существующих РН и РБ с ядовитых компонентов топлива на экологически безопасные необходимо только поставить ЖРД и поставить новые баки прежнего размера. Остальная конструкция, а также значительная часть наземной инфраструктуры останется неизменной (придется переделать заправочную инфраструктуру под пероксид водорода).
В настоящее время успешно эксплуатируется семейство РБ «Фрегат». Они оснащены маршевым ЖРД С5.92, использующим топливную пару «АТ+НДМГ». Указанный ЖРД имеет следующие существенные для настоящего исследования характеристики:
давление в камере сгорания 9,61 МПа;
геометрическая степень расширения 153,787;
удельный импульс 3208 м/с.
При замене С5.92 на ЖРД, который работает на ацетаме с соотношением ацетилена и аммиака 50:50 и на 95%-ной перекиси водорода, давлением в камере сгорания 9,61 МПа и геометрической степенью расширения сопла 153,787, то получим следующие характеристики:
давление на срезе сопла 3,8294 кПа;
коэффициент избытка окислителя 1;
теоретический удельный импульс 3430 м/с.
При давлении 120 бар плотность ацетама с содержанием аммиака 50 мас.% - ~600 кг/м3, расчетная результирующая плотность топлива «ацетам-50+пероксид водорода-95» - 1152 кг/м3.
Для справки приведем результирующую плотность наиболее популярных топливных пар:
жидкий кислород+жидкий водород 320 кг/м3;
жидкий кислород+керосин 1040 кг/м3;
жидкий кислород+аммиак 840 кг/м3;
AT+НДМГ 1195 кг/м3;
AT+гидразин 1230 кг/м3;
пероксид водорода (95%)+ацетам-50 1152 кг/м3.
Пара «пероксид водорода (95%)+ацетам-50» намного ближе по плотности к парам «гидразин+АТ» и «НДМГ+АТ» и превосходит их по удельному импульсу (~3430 м/с против ~3158 м/с и ~3208 м/с соответственно), а это значит, что потребуется заправлять в бак меньше нового топлива.
Таким образом, РБ могут быть модифицированы с помощью предлагаемого технического решения.
Чтобы оценить эффективность такой замены, приведем пример для некоторых РБ максимальную характеристическую скорость - скорость, достигаемую полностью заправленным РБ без полезной нагрузки после полной выработки топлива:
РБ «Фрегат-СБ»: максимальная характеристическая скорость в текущем варианте - 7728,52 м/с, на топливе «пероксид водорода (95%)+ацетам-50» 8208,14 м/с, прирост 6,2%;
РБ «Бриз-М»: 8451 м/с, 9077,07 м/с, прирост в 7,4%.
Также приведем пример изменения грузоподъемности на низкую околоземную орбиту (высота 200 км). Ракетоноситель «Циклон-3» при переходе с топлива «НДМГ+АТ» на «пероксид водорода (95%)+ацетам-50» увеличивает грузоподъемность с 2800 до 5750 кг.
Claims (3)
1. Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка, содержащая жидкостный ракетный двигатель, бак окислителя и бак горючего, шар-баллон со сжатым газом, а также трубопроводы с запорной и управляющей арматурами, отличающаяся тем, что бак окислителя заполнен пероксидом водорода, бак горючего заполнен смесью аммиака и ацетилена, при этом бак горючего и бак окислителя выполнены из композиционного материала, а бак окислителя дополнительно содержит тонкостенный алюминиевый лейнер.
2. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что бак окислителя и бак горючего выполнены из углепластика.
3. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что шар-баллон заполнен гелием.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016124317U RU172588U1 (ru) | 2016-06-20 | 2016-06-20 | Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016124317U RU172588U1 (ru) | 2016-06-20 | 2016-06-20 | Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU172588U1 true RU172588U1 (ru) | 2017-07-13 |
Family
ID=59498587
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016124317U RU172588U1 (ru) | 2016-06-20 | 2016-06-20 | Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU172588U1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2709291C1 (ru) * | 2019-06-06 | 2019-12-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
RU2761188C1 (ru) * | 2021-04-12 | 2021-12-06 | Андрей Валерьевич Шеленин | Ракетное топливо |
RU2788240C1 (ru) * | 2021-12-27 | 2023-01-17 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | "Способ нагрева холодного газа гелия для системы наддува бака и устройство для его реализации" |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2811431A (en) * | 1944-07-26 | 1957-10-29 | Aerojet General Co | Operation of thrust motors with high impulse and fuel for same |
WO1996012688A1 (de) * | 1994-10-20 | 1996-05-02 | Kunkel, Klaus | Verfahren zum betreiben eines nach dem rückstossprinzip arbeitenden antriebes eines flugkörpers sowie flugkörperantrieb |
RU2133367C1 (ru) * | 1995-01-31 | 1999-07-20 | Корабельников Александр Тимофеевич | Горючее для жидкостных ракетных двигателей |
RU2442904C2 (ru) * | 2010-05-21 | 2012-02-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей |
RU2452764C1 (ru) * | 2010-12-27 | 2012-06-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Горючее (варианты) |
-
2016
- 2016-06-20 RU RU2016124317U patent/RU172588U1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2811431A (en) * | 1944-07-26 | 1957-10-29 | Aerojet General Co | Operation of thrust motors with high impulse and fuel for same |
WO1996012688A1 (de) * | 1994-10-20 | 1996-05-02 | Kunkel, Klaus | Verfahren zum betreiben eines nach dem rückstossprinzip arbeitenden antriebes eines flugkörpers sowie flugkörperantrieb |
RU2133367C1 (ru) * | 1995-01-31 | 1999-07-20 | Корабельников Александр Тимофеевич | Горючее для жидкостных ракетных двигателей |
RU2442904C2 (ru) * | 2010-05-21 | 2012-02-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Ракетное топливо для жидкостных ракетных двигателей |
RU2452764C1 (ru) * | 2010-12-27 | 2012-06-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Горючее (варианты) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2709291C1 (ru) * | 2019-06-06 | 2019-12-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
RU2761188C1 (ru) * | 2021-04-12 | 2021-12-06 | Андрей Валерьевич Шеленин | Ракетное топливо |
RU2788240C1 (ru) * | 2021-12-27 | 2023-01-17 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | "Способ нагрева холодного газа гелия для системы наддува бака и устройство для его реализации" |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN105971768B (zh) | 一种基于再生冷却的自增压供应系统 | |
US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
CN111005821A (zh) | 一种膨胀循环液氧甲烷上面级发动机系统 | |
JP6567507B2 (ja) | デュアルモード化学ロケットエンジン、およびデュアルモード化学ロケットエンジンを備えるデュアルモード推進システム | |
Karabeyoglu et al. | Development of ammonia based fuels for environmentally friendly power generation | |
RU172588U1 (ru) | Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах | |
JP2016524673A (ja) | デュアルモード化学ロケットエンジンおよびデュアルモード化学ロケットエンジンを備えるデュアルモード推進システム | |
Brand et al. | Potential use of hydrogen in air propulsion | |
Verfondern | Safety consideration on liquid hydrogen | |
US20180216533A1 (en) | Cryogenic fuel combustion engines | |
Calabro | LOx/HTPB/AlH3 hybrid propulsion for launch vehicle boosters | |
CN104389697A (zh) | 一种增压气化的气体供应系统及方法 | |
RU2442010C2 (ru) | Способ повышения энергетики жидких компонентов топлива ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями и устройство для его реализации | |
CN204253216U (zh) | 一种增压气化的气体供应系统 | |
US3009316A (en) | Method of operating motors | |
KR101596659B1 (ko) | 액체메탄과 액체산소를 추진제로 사용하는 전추진제 다단연소사이클 액체로켓엔진 시스템 | |
RU2542623C1 (ru) | Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка | |
RU2654235C1 (ru) | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации | |
Karabeyoglu | Mixtures of nitrous oxide and oxygen (nytrox) as oxidizers for rocket propulsion applications | |
CN218376683U (zh) | 一种发动机试车用点火器 | |
Haeseler et al. | Non-toxic propellants for future advanced launcher propulsion systems | |
Vernin et al. | LOx/CH4 and LOx/LH2 heavy launch vehicle comparison | |
Orlin | Use of cryogenic components of propellants for liquid-propellant rocket engines and in life support systems of manned space vehicles | |
RU2554126C1 (ru) | Объединенная двигательная установка ракетного блока | |
Uglanov et al. | Improving the Efficiency of Gas Turbine Engines Through the Use of LNG |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20170710 |