RU2015109703A - Двухрежимный воспламенитель и двухрежимный способ впрыска для воспламенения ракетного двигателя - Google Patents
Двухрежимный воспламенитель и двухрежимный способ впрыска для воспламенения ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2015109703A RU2015109703A RU2015109703A RU2015109703A RU2015109703A RU 2015109703 A RU2015109703 A RU 2015109703A RU 2015109703 A RU2015109703 A RU 2015109703A RU 2015109703 A RU2015109703 A RU 2015109703A RU 2015109703 A RU2015109703 A RU 2015109703A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- buffer tank
- high pressure
- rocket fuel
- supplying
- rocket
- Prior art date
Links
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
- F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements
-
- 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
-
- 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
- F02K9/605—Reservoirs
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/80—Application in supersonic vehicles excluding hypersonic vehicles or ram, scram or rocket propulsion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/99—Ignition, e.g. ignition by warming up of fuel or oxidizer in a resonant acoustic cavity
Abstract
1. Двухрежимный воспламенитель для ракетного двигателя, подходящий для работы при низком давлении или при высоком давлении, при этом воспламенитель отличается тем, что он содержит:подающий элемент (21) низкого давления для подачи первого ракетного топлива (А);подающий элемент (31) низкого давления для подачи второго ракетного топлива (В);подающий элемент (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления;первый буферный бак (22);второй буферный бак (32);первое переключающее устройство (50);второе переключающее устройство (60) ифакело-образующую камеру (10) сгорания;тем, что расположенное ниже по потоку отверстие из первого буферного бака (22) и расположенное ниже по потоку отверстие из второго буферного бака (32) - оба открываются в камеру (10) сгорания;тем, что первое переключающее устройство (50) и второе переключающее устройство (60) выполнены, соответственно, с возможностью соединения расположенного выше по потоку отверстия первого буферного бака (22) либо с подающим элементом (21) для подачи первого ракетного топлива (А), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, и для соединения расположенного выше по потоку отверстия второго буферного бака (32) либо с подающим элементом (31) для подачи второго ракетного топлива (В), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления; итем, что соответствующие объемы первого буферного бака (22) и второго буферного бака (32) выполнены таким образом, что во время работы при высоком давлении требуемые расходы первого ракетного топлива (А) и второго ракетного топлива (В) поддерживаются в течение периода времени, который является достаточным для обеспечения воспламенения.2. Двухрежимный воспламенитель по п. 1,
Claims (11)
1. Двухрежимный воспламенитель для ракетного двигателя, подходящий для работы при низком давлении или при высоком давлении, при этом воспламенитель отличается тем, что он содержит:
подающий элемент (21) низкого давления для подачи первого ракетного топлива (А);
подающий элемент (31) низкого давления для подачи второго ракетного топлива (В);
подающий элемент (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления;
первый буферный бак (22);
второй буферный бак (32);
первое переключающее устройство (50);
второе переключающее устройство (60) и
факело-образующую камеру (10) сгорания;
тем, что расположенное ниже по потоку отверстие из первого буферного бака (22) и расположенное ниже по потоку отверстие из второго буферного бака (32) - оба открываются в камеру (10) сгорания;
тем, что первое переключающее устройство (50) и второе переключающее устройство (60) выполнены, соответственно, с возможностью соединения расположенного выше по потоку отверстия первого буферного бака (22) либо с подающим элементом (21) для подачи первого ракетного топлива (А), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, и для соединения расположенного выше по потоку отверстия второго буферного бака (32) либо с подающим элементом (31) для подачи второго ракетного топлива (В), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления; и
тем, что соответствующие объемы первого буферного бака (22) и второго буферного бака (32) выполнены таким образом, что во время работы при высоком давлении требуемые расходы первого ракетного топлива (А) и второго ракетного топлива (В) поддерживаются в течение периода времени, который является достаточным для обеспечения воспламенения.
2. Двухрежимный воспламенитель по п. 1, отличающийся тем, что текучая среда (F) высокого давления представляет собой продувочную текучую среду для воспламенителя (1), предпочтительно инертную текучую среду, такую как диазот или гелий.
3. Двухрежимный воспламенитель по п. 1, отличающийся тем, что первый буферный бак (22) представляет собой подающую трубу для подачи первого ракетного топлива (А) в камеру (10) сгорания, и второй буферный бак (32) представляет собой подающую трубу для подачи второго ракетного топлива (В) в камеру (10) сгорания, при этом соответствующие объемы буферных баков выполнены таким образом, что во время работы при высоком давлении требуемое отношение смешивания поддерживается в течение периода времени, который является достаточным для обеспечения воспламенения.
4. Двухрежимный воспламенитель по п. 1, отличающийся тем, что первое переключающее устройство (50) включает в себя обратный клапан (52), размещенный на выходе из подающего элемента (21) для подачи первого ракетного топлива (А), для прерывания подачи первого ракетного топлива (А) при подаче текучей среды (F) высокого давления.
5. Двухрежимный воспламенитель по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что первое и второе ракетные топлива (А, В) подаются при давлениях ниже 4 бар.
6. Двухрежимный воспламенитель по п. 5, отличающийся тем, что подающие элементы (21, 31) для подачи первого и второго ракетных топлив (А, В) представляют собой баки с ракетным топливом самого ракетного двигателя.
7. Двухрежимный воспламенитель по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что текучая среда (F) высокого давления подается при давлении выше 10 бар, предпочтительно выше 20 бар.
8. Способ впрыска ракетного топлива (А) в камеру (10) сгорания, образующую факел воспламенителя (1) ракетного двигателя, в двух режимах, режиме низкого давления или режиме высокого давления, при этом способ отличается тем, что он содержит следующие этапы:
в режиме низкого давления подают в камеру (10) сгорания воспламенителя (1) ракетное топливо (А), взятое из бака (21) низкого давления; и
в режиме высокого давления предварительно вмещают ракетное топливо (А) в буферный бак (22) и затем впрыскивают текучую среду (F) высокого давления после предварительно вмещенного ракетного топлива (А) для повышения давления ракетного топлива и его выброса при высоком давлении в камеру (10) сгорания.
9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что текучая среда (F) высокого давления представляет собой продувочную текучую среду для воспламенителя (1), предпочтительно инертную текучую среду, такую как диазот или гелий.
10. Способ по п. 8, отличающийся тем, что используют объем, образованный подающей трубой (22) для подачи ракетного топлива (А) в камеру (10) сгорания для образования буферного бака (22), при этом задание размеров буферного бака (22) выполняют таким образом, чтобы поддержать требуемый расход ракетного топлива (А) в течение периода времени, который является достаточным для обеспечения воспламенения.
11. Ракетный двигатель, отличающийся тем, что он включает в себя воспламенитель (1) по любому из пп. 1-7 или тем, что он выполняет способ по любому из пп. 8-10.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1257878 | 2012-08-20 | ||
| FR1257878A FR2994587B1 (fr) | 2012-08-20 | 2012-08-20 | Allumeur bimodal et procede d'injection bimodale pour allumeur de moteur-fusee |
| PCT/FR2013/051932 WO2014029937A1 (fr) | 2012-08-20 | 2013-08-13 | Allumeur bimodal et procede d'injection bimodale pour allumeur de moteur-fusee |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015109703A true RU2015109703A (ru) | 2016-10-10 |
| RU2636357C2 RU2636357C2 (ru) | 2017-11-22 |
Family
ID=47003115
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015109703A RU2636357C2 (ru) | 2012-08-20 | 2013-08-13 | Двухрежимный воспламенитель и двухрежимный способ впрыска для воспламенителя ракетного двигателя |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20150233324A1 (ru) |
| EP (1) | EP2885525B1 (ru) |
| JP (1) | JP6224103B2 (ru) |
| FR (1) | FR2994587B1 (ru) |
| RU (1) | RU2636357C2 (ru) |
| WO (1) | WO2014029937A1 (ru) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6272860B2 (ja) * | 2012-08-06 | 2018-01-31 | メルク パテント ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツングＭｅｒｃｋ Ｐａｔｅｎｔ Ｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ ｍｉｔ ｂｅｓｃｈｒａｅｎｋｔｅｒ Ｈａｆｔｕｎｇ | 軟骨障害の予後バイオマーカー |
| FR3027349B1 (fr) * | 2014-10-21 | 2019-08-09 | Arianegroup Sas | Procede d'allumage ameliore pour moteur a ergols liquides |
| KR101905650B1 (ko) * | 2017-02-21 | 2018-10-10 | 한국항공우주연구원 | 로켓 엔진의 재점화를 위한 점화 시스템 |
| CN107893711B (zh) * | 2017-10-27 | 2019-05-24 | 北京航天动力研究所 | 一种气氢气氧火炬式电点火装置 |
| AU2021211979A1 (en) * | 2020-08-06 | 2022-02-24 | Dawn Aerospace Limited | Rocket motor and components thereof |
| CN113513429B (zh) * | 2021-04-16 | 2022-03-11 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 能实现切向不稳定燃烧与连续旋转爆震的发动机及方法 |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3062004A (en) * | 1959-05-18 | 1962-11-06 | United Aircraft Corp | Rocket motor starter |
| US3490235A (en) * | 1967-09-12 | 1970-01-20 | Nasa | Passively regulated water electrolysis rocket engine |
| WO1987004992A1 (en) * | 1986-02-18 | 1987-08-27 | Hughes Aircraft Company | Low pressure reaction control propulsion system for a spacecraft |
| US5857323A (en) * | 1995-08-22 | 1999-01-12 | Aerotherm Corporation, A Subsidiary Of Dyncorp | Rocket engine burner with porous metal injector for throttling over a large thrust range |
| US5819526A (en) * | 1996-02-23 | 1998-10-13 | Trw Inc. | Low power arcjet propellant feed system |
| JP4405630B2 (ja) * | 1999-11-12 | 2010-01-27 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 液体ロケットエンジンシステムの冷却構成及びその冷却方法 |
| RU2183763C2 (ru) * | 2000-05-11 | 2002-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя |
| EP1172545B1 (de) * | 2000-07-15 | 2013-05-29 | Astrium GmbH | Zündsystem für Brennkammern in Raketentriebwerken |
| US6499288B1 (en) * | 2001-06-12 | 2002-12-31 | Andrew F. Knight | Pressurizer for a rocket engine |
| FR2827641B1 (fr) * | 2001-07-18 | 2003-09-12 | Air Liquide | Procede et systeme d'allumage de moteur cryotechnique et etage de lanceur comprenant un tel systeme d'allumage |
| US7540143B1 (en) * | 2005-06-30 | 2009-06-02 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Boiler and pressure balls monopropellant thermal rocket engine |
| US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
| FR2916485B1 (fr) * | 2007-05-24 | 2011-03-18 | Centre Nat Etd Spatiales | "dispositif cryotechnique de propulsion dans l'espace et son procede de commande" |
| RU2486113C1 (ru) * | 2011-11-09 | 2013-06-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта |
-
2012
- 2012-08-20 FR FR1257878A patent/FR2994587B1/fr active Active
-
2013
- 2013-08-13 WO PCT/FR2013/051932 patent/WO2014029937A1/fr active Application Filing
- 2013-08-13 RU RU2015109703A patent/RU2636357C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2013-08-13 JP JP2015527954A patent/JP6224103B2/ja active Active
- 2013-08-13 EP EP13762172.8A patent/EP2885525B1/fr active Active
- 2013-08-13 US US14/422,790 patent/US20150233324A1/en not_active Abandoned
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2014029937A1 (fr) | 2014-02-27 |
| EP2885525B1 (fr) | 2017-07-19 |
| JP2015525855A (ja) | 2015-09-07 |
| FR2994587B1 (fr) | 2017-07-07 |
| EP2885525A1 (fr) | 2015-06-24 |
| JP6224103B2 (ja) | 2017-11-01 |
| RU2636357C2 (ru) | 2017-11-22 |
| US20150233324A1 (en) | 2015-08-20 |
| FR2994587A1 (fr) | 2014-02-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2015109703A (ru) | Двухрежимный воспламенитель и двухрежимный способ впрыска для воспламенения ракетного двигателя | |
| EA201792016A3 (ru) | Установка для сжигания топлива при высокой температуре и высоком давлении | |
| RU2015143133A (ru) | Топливный клапан и способ впрыска газообразного топлива в камеру сгорания двигателя внутреннего сгорания | |
| CN105829697B (zh) | 双燃料喷射器 | |
| JP2016079974A5 (ru) | ||
| CN109630314B (zh) | 一种吸气式发动机冷启动系统及冷启动方法 | |
| RU2014142265A (ru) | Двигатель внутреннего сгорания, использующий в качестве топлива смесь на основе воды и способ его работы | |
| CN104534271B (zh) | 一种cng和hcng的混合加气装置及加气方法 | |
| RU2014119542A (ru) | Газотурбинная система | |
| PL2133545T3 (pl) | Silnik detonacyjno-pulsacyjny | |
| JP2019521284A5 (ru) | ||
| RU2018141167A (ru) | Система для производства гидрогенизированного жидкого топлива и гипербарической подачи топлива для бензиновых и дизельных двигателей внутреннего сгорания | |
| RU2014136166A (ru) | Система разделения по октановому числу с продувкой паров | |
| RU2014115671A (ru) | Способ работы двигателя и способ управления двигателем (варианты) при опустошении газового топливного бака | |
| RU2014153649A (ru) | Устройство последовательного сжигания с разбавляющим газом | |
| RU2011152015A (ru) | Многостадийный способ получения водородосодержащего газообразного топлива и теплогазогенераторная установка (способ аракеляна г.г.) | |
| CN104053823A (zh) | 用于启动电解装置的方法 | |
| WO2008142290A3 (fr) | Procédé et dispositif pour alimenter un moteur de propulsion spatiale en ergols cryogéniques liquides | |
| RU2015110599A (ru) | Нагревательное устройство для транспортного средства с топливным гидроаккумулятором вблизи сопла | |
| AU2012358130B2 (en) | Method and device for controlling the fuel supply of an internal combustion engine operated with liquefied gas | |
| JP2019132221A (ja) | 低着火性燃料を用いた内燃機関の燃料噴射装置 | |
| RU2014110031A (ru) | Система сгорания и турбина, содержащая демпфирующее устройство | |
| RU2287077C1 (ru) | Топливная система дизеля для работы на диметиловом эфире | |
| RU2582446C2 (ru) | Способ получения огнетушащей струи и устройство для получения огнетушащей струи | |
| KR102368542B1 (ko) | 데토네이션 장치 및 이를 이용한 충격파 시험 장치 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190814 |