RU2125177C1 - Method of changing operating conditions of liquid propellant rocket engine and engine for implementation of this method - Google Patents
Method of changing operating conditions of liquid propellant rocket engine and engine for implementation of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2125177C1 RU2125177C1 RU98102011/06A RU98102011A RU2125177C1 RU 2125177 C1 RU2125177 C1 RU 2125177C1 RU 98102011/06 A RU98102011/06 A RU 98102011/06A RU 98102011 A RU98102011 A RU 98102011A RU 2125177 C1 RU2125177 C1 RU 2125177C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- chamber
- gas
- oxidizer
- mixing head
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на 2-х компонентных топливах с дожиганием генераторного газа в камере. The invention relates to rocket technology and can be used to create liquid-propellant rocket engines (LRE) operating on 2-component fuels with afterburning of the generator gas in the chamber.
Основной проблемой при сгорании углеводородных топлив с избытком горючего в газогенераторе является образование твердой фазы (углерода) в продуктах газогенерации, которая отлагается на стенках газового тракта ЖРД. Однако газовая смесь, получаемая при малых коэффициентах избытка окислителя ( α ), представляет собой среду, именно из-за избытка горючего и отсутствия свободного кислорода не опасную для материалов газового тракта ЖРД с точки зрения возгорания. The main problem during the combustion of hydrocarbon fuels with excess fuel in the gas generator is the formation of a solid phase (carbon) in the gas generation products, which is deposited on the walls of the LPRE gas path. However, the gas mixture obtained at low oxidizer excess coefficients (α) is a medium, precisely because of the excess fuel and the lack of free oxygen, it is not dangerous for the materials of the gas path of the LRE from the point of view of ignition.
Сгорание углеводородных топлив при больших α исключает образование твердой фазы в продуктах газогенерации, однако газовая смесь, именно из-за избытка окислителя, является чрезвычайно способствующей возгоранию материалов газового тракта при наличии инициаторов в виде посторонних частиц или веществ органического происхождения в присутствии свободного активного кислорода ("Космонавтика и ракетостроение", вып. 7, ЦНИИМАШ, 1963, стр. 76). The combustion of hydrocarbon fuels at large α eliminates the formation of a solid phase in gas generation products, however, the gas mixture, precisely because of an excess of oxidizing agent, is extremely conducive to ignition of gas path materials in the presence of initiators in the form of foreign particles or substances of organic origin in the presence of free active oxygen (" Cosmonautics and rocket science ",
Известен способ получения рабочего тела в газогенераторе путем смешения двух, трех компонентов при малых α и постоянном допуске на соотношение компонентов (В.Е. Алемасов, "Теория ракетных двигателей", Оборонгиз, Москва, 1963, стр.332). A known method of obtaining a working fluid in a gas generator by mixing two, three components with small α and a constant tolerance on the ratio of components (V.E. Alemasov, "Theory of rocket engines", Oborongiz, Moscow, 1963, p.332).
Известен способ получения рабочего тела, при котором процесс горения происходит с участием кислорода, керосина и водорода с избытком горючего с последовательной подачей керосина и водорода в зону горения, причем кислород с частью керосина сжигают при температуре выше температуры образования углерода, после чего продукты сгорания балластируют водородом (заявка N 94037894 от 16.09.94 г., решение о выдаче патента от 26.06.97 г. - прототип). A known method of obtaining a working fluid, in which the combustion process occurs with the participation of oxygen, kerosene and hydrogen with excess fuel with a sequential supply of kerosene and hydrogen to the combustion zone, moreover, oxygen with a part of kerosene is burned at a temperature above the temperature of carbon formation, after which the combustion products are ballasted with hydrogen (Application N 94037894 dated 09.16.94, the decision to grant a patent dated 06.26.97 - prototype).
Недостатком известного способа получения восстановительного генераторного газа при двухкомпонентной газогенерации является:
высокая температура генераторного газа (~960 К);
наличие твердой фазы (углерода) в продуктах газогенерации;
невозможность проведения контрольно-технологического испытания (КТИ) двигателя из-за отсутствия способа очистки от сажи без разборки двигателя;
невозможность многоразового использования двигателя в одном полете из-за изменения характеристик газового тракта в связи с отложением сажи на элементах газового тракта.A disadvantage of the known method for producing reducing regenerative gas in two-component gas generation is:
high temperature of generating gas (~ 960 K);
the presence of a solid phase (carbon) in gas generation products;
the impossibility of carrying out a control and technological test (CTI) of the engine due to the lack of a method for cleaning soot without disassembling the engine;
the inability to reuse the engine in one flight due to changes in the characteristics of the gas path in connection with the deposition of soot on the elements of the gas path.
Целью изобретения является:
получение продуктов горения в восстановительном газогенераторе с избытком окислителя с параметрами, устраняющими недостатки восстановительного газа;
снижение температуры генераторного газа до уровня ~ 700 К и ниже;
устранение образования твердой фазы (углерода) в продуктах газогенерации;
обеспечение проведения КТИ без переборки двигателя за счет очистки от отложений твердой фазы на измененном процессе газогенерации;
возможность многоразового использования двигателя в одном полете.The aim of the invention is:
obtaining combustion products in a reducing gas generator with an excess of oxidizing agent with parameters that eliminate the disadvantages of the reducing gas;
lowering the temperature of the generator gas to ~ 700 K and below;
elimination of the formation of a solid phase (carbon) in gas generation products;
Ensuring the performance of KTI without engine bulkhead due to the cleaning of solid phase deposits on an altered gas generation process;
the possibility of multiple use of the engine in one flight.
Указанная цель достигается тем, что в указанном способе перераспределяют подачу горючего и окислителя путем снижения расхода горючего в смесительную головку газогенератора до заранее заданной минимальной величины, не изменяя расхода окислителя, снижают до заранее заданной минимальной величины подачу окислителя в смесительную головку камеры и подают в нее заранее заданное количество горючего, обеспечивая режим дросселирования, затем увеличивают до заранее заданной величины расход горючего в смесительную головку камеры и расход горючего и окислителя в смесительную головку газогенератора и выводят двигатель на номинальный режим. This goal is achieved by the fact that in the specified method redistribute the flow of fuel and oxidizer by reducing the flow of fuel into the mixing head of the gas generator to a predetermined minimum value without changing the flow rate of the oxidizing agent, reduce the flow of oxidizer to the mixing head of the chamber to a predetermined minimum value and feed it in advance a predetermined amount of fuel, providing a throttle mode, then increase to a predetermined value the fuel consumption in the mixing head of the chamber and the fuel consumption bringing the oxidizer into the mixing head of the gas generator and bring the engine to the nominal mode.
В результате перераспределения окислителя и горючего в камере и газогенераторе изменяются параметры газогенерации восстановительного газогенератора (температура газа ~973 К, соотношение компонентов ~0,25) на параметры газогенерации окислительного газогенератора (температура газа ~743 К, соотношение компонентов ~50). As a result of the redistribution of the oxidizer and fuel in the chamber and gas generator, the gas generation parameters of the reducing gas generator (gas temperature ~ 973 K, component ratio ~ 0.25) change by the gas generation parameters of the oxidizing gas generator (gas temperature ~ 743 K, component ratio ~ 50).
Известен жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа, содержащий камеру с охлаждающим трактом, смесительная головка которого выполнена по схеме "газ-жидкость" с полостью расхода генераторного газа и полостью расхода горючего, газогенератор, смесительная головка которого выполнена с полостью расхода горючего и окислителя, турбонасосный агрегат с трехступенчатым насосом горючего и двухступенчатым насосом окислителя, бустерные насосные агрегаты окислителя и горючего, агрегаты автоматики и регулирования, арматуру питания (двигатель РД-0120 - прототип). Known liquid rocket engine made according to the scheme with afterburning of the generator gas, containing a chamber with a cooling path, the mixing head of which is made according to the scheme "gas-liquid" with a cavity of a flow of generator gas and a cavity of a fuel, a gas generator, a mixing head of which is made with a cavity of a fuel and an oxidizer, a turbopump unit with a three-stage fuel pump and a two-stage oxidizer pump, booster pump units of an oxidizer and fuel, automation and control units tion, food reinforcement (RD-0120 engine - the prototype).
Недостатком этого ЖРД является то, что он работает только по схеме дожигания восстановительного генераторного газа в камере, используя преимущества восстановительной схемы, но не позволяет осуществлять переход на работу по схеме дожигания окислительного генераторного газа для использования преимуществ окислительной схемы. The disadvantage of this liquid propellant rocket engine is that it works only according to the afterburning scheme of the reducing generator gas in the chamber, using the advantages of the reducing scheme, but does not allow the transition to work on the afterburning scheme of the oxidizing generator gas to take advantage of the oxidizing scheme.
Целью настоящего изобретения является устранение недостатков прототипа и разработка двигателя, позволяющего работать сначала на режиме с дожиганием восстановительного генераторного газа, а затем перейти на режим с дожиганием окислительного генераторного газа. The aim of the present invention is to eliminate the disadvantages of the prototype and the development of an engine that allows you to work first in the mode with afterburning of regenerative generator gas, and then switch to the mode with afterburning of oxidative generator gas.
Поставленная цель достигается тем, что в двигателе смесительная головка камеры дополнительно снабжена полостью расхода горючего, смесительная головка газогенератора дополнительно снабжена полостями большого расхода окислителя и малого расхода горючего, при этом дополнительная полость расхода горючего камеры соединена через клапан с магистралью подачи горючего в газогенератор после охлаждающего тракта камеры, дополнительная полость малого расхода горючего смесительной головки газогенератора соединена магистралью через клапан с магистралью подачи горючего в газогенератор, а дополнительная полость расхода окислителя смесительной головки газогенератора соединена магистралью через клапан с магистралью подачи окислителя в газогенератор, причем выходная полость первой ступени насоса окислителя соединена трубопроводом с магистралью подачи окислителя в камеру и дополнительной полостью газогенератора. This goal is achieved by the fact that in the engine the mixing head of the chamber is additionally equipped with a cavity of fuel consumption, the mixing head of the gas generator is additionally equipped with cavities of a high flow rate of oxidizer and low fuel consumption, while an additional cavity of the flow rate of the fuel chamber is connected via a valve to the mains for supplying fuel to the gas generator after the cooling path chamber, an additional cavity of low fuel consumption of the mixing head of the gas generator is connected by a line through a valve with agistralyu supplying fuel to the gasifier and the mixing head cavity additional oxidant flow gasifier is connected via a valve manifold with a manifold oxidant in the gas generator, wherein the output cavity of the first stage oxidizer pump connected with conduit manifold oxidant into the chamber and the storage chamber of the gas generator.
Пневмогидравлическая схема (ПГС) ЖРД, в котором реализуется способ изменения режима работы ЖРД, представлена на фиг. 1. The pneumohydraulic circuit (ASG) of the LRE, in which the method for changing the operation mode of the LRE is implemented, is shown in FIG. 1.
Фиг. 2 - ПГС ЖРД в режиме работы по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере. FIG. 2 - ASG LRE in the operating mode according to the scheme with afterburning of regenerative generator gas in the chamber.
Фиг. 3 - ПГС ЖРД в режиме переключения с режима с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере на режим с дожиганием окислительного генераторного газа в камере. ПГС ЖРД в режиме работы при дросселировании. FIG. 3 - PGS LRE in the mode of switching from the mode with afterburning of the reducing generator gas in the chamber to the mode with afterburning of the oxidizing generating gas in the chamber. ASG LRE in throttling mode.
Фиг. 4 - ПГС ЖРД в режиме работы по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа в камере. FIG. 4 - ASG LRE in the operating mode according to the scheme with afterburning of the oxidizing generator gas in the chamber.
Фиг. 5 - профиль тяги ЖРД в полете. FIG. 5 - thrust profile of the rocket engine in flight.
На фиг. 1-5 обозначены:
1 - камера;
2 - газогенератор;
3 - основной ТНА;
4 - турбина основного ТНА;
5 - смесительная головка камеры;
6 - смесительная головка газогенератора;
7 - дополнительная полость горючего смесительной головки камеры;
8 - дополнительная полость большого расхода окислителя смесительной головки газогенератора;
9 - дополнительная полость малого расхода горючего смесительной головки газогенератора;
10 - пускоотсечный клапан подачи окислителя в газогенератор;
11 - пускоотсечный клапан подачи окислителя в дополнительную полость смесительной головки газогенератора;
12 - клапан подачи и отсечки горючего в газогенератор;
13 - клапан подачи горючего в дополнительную полость смесительной головки газогенератора;
14 - газовая полость расхода генераторного газа смесительной головки камеры;
15 - клапан подачи расхода окислителя в камеру;
16 - клапан подачи горючего в камеру;
17 - регулятор;
18,19 - дроссель;
20 - магистраль подачи горючего в дополнительную полость смесительной головки камеры;
21 - магистраль подачи горючего в дополнительную полость смесительной головки газогенератора;
22 - магистраль подачи окислителя в дополнительную полость смесительной головки газогенератора;
23 - трубопровод подачи окислителя из первой ступени насоса в камеру и дополнительную полость газогенератора;
В - кривая режима работы двигателя по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере;
О - кривая режима работы двигателя по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа в камере;
П - участок кривой О переключения на режим дросселирования и переключения двигателя с режима с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере на режим с дожиганием окислительного генераторного газа в камере.In FIG. 1-5 are indicated:
1 - camera;
2 - gas generator;
3 - the main TNA;
4 - turbine of the main TNA;
5 - mixing head of the chamber;
6 - mixing head of the gas generator;
7 - additional cavity of the combustible mixing chamber head;
8 - additional cavity of a large flow rate of the oxidizer of the mixing head of the gas generator;
9 - additional cavity of low fuel consumption of the mixing head of the gas generator;
10 - start-up valve for supplying the oxidizer to the gas generator;
11 - start-up valve for supplying the oxidizer to the additional cavity of the mixing head of the gas generator;
12 - valve for supplying and cutting off fuel to the gas generator;
13 - valve for supplying fuel to the additional cavity of the mixing head of the gas generator;
14 - gas cavity of the flow rate of the generator gas of the mixing head of the chamber;
15 - valve for supplying oxidizer to the chamber;
16 - valve for supplying fuel to the chamber;
17 - regulator;
18.19 - throttle;
20 - line for supplying fuel to the additional cavity of the mixing head of the chamber;
21 - line for supplying fuel to the additional cavity of the mixing head of the gas generator;
22 - oxidizer supply line to the additional cavity of the gasifier mixing head;
23 - pipeline supply of oxidizer from the first stage of the pump into the chamber and the additional cavity of the gas generator;
B - curve of the engine operating mode according to the scheme with afterburning of the regenerative generator gas in the chamber;
O - curve of the engine operating mode according to the scheme with afterburning of the oxidizing generator gas in the chamber;
P - section of the curve O switching to the throttle mode and switching the engine from the mode with afterburning of the regenerative generator gas in the chamber to the mode with afterburning of the oxidizing generator gas in the chamber.
Для упрощения ПГС бустерные насосные агрегаты (БНА) окислителя и горючего не показаны. To simplify ASG, booster pump units (BNA) of the oxidizer and fuel are not shown.
ЖРД с дожиганием восстановительного и окислительного генераторного газа в камере состоит из камеры 1 с трехполостной смесительной головкой 5, выполненной по схеме "газ-жидкость", в которой одна полость большого расхода окислителя и дополнительная полость 7 горючего и полость по генераторному газу 14. LRE with afterburning of the reducing and oxidizing generator gas in the chamber consists of a
Газогенератор 2 состоит из четырехполостной смесительной головки 6, в которой одна полость подачи малого расхода окислителя, дополнительная полость 8 большого расхода окислителя, которая включается при работе по окислительной схеме газогенерации, полость горючего большого расхода, которая включается при работе по восстановительной схеме газогенерации, и вторая дополнительная полость 9 малого расхода горючего, которая используется при работе по восстановительной и окислительной схеме газогенерации. The
Основной турбонасосный агрегат (ТНА) 3 содержит на одном валу турбину 4, насос горючего и 2-х ступенчатый насос окислителя. The main turbopump unit (TNA) 3 contains on one shaft a
Дополнительная полость 7 горючего камеры 1 соединена магистралью 20 через клапан 16 с магистралью подачи горючего в газогенератор 2 после охлаждающего тракта камеры 1, дополнительная полость 9 малого расхода горючего смесительной головки газогенератора 2 соединена магистралью 21 через клапан 13 с магистралью подачи горючего в газогенератор. The
Дополнительная полость 8 большого расхода окислителя смесительной головки 6 газогенератора 2 соединена магистралью 22 через клапан 11 с магистралью подачи окислителя в газогенератор 2, причем выходная полость первой ступени насоса окислителя соединена трубопроводом 23 с магистралью подачи окислителя в камеру 1 и дополнительной полостью окислителя 8 через клапан 11 с газогенератором 2. An
На магистрали питания газогенератора 2 окислителем установлены пускотечный клапан 10 и регулятор с приводом 17, предназначенный для обеспечения запуска двигателя, поддержания требуемого уровня тяги. Изменение уровня тяги двигателя на восстановительном и окислительном режимах обеспечивается изменением расхода окислителя, горючего, поступающего в газогенератор. On the supply line of the
Дроссель с приводом 18 предназначен для изменения соотношения компонентов топлива по командам системы управления РН. The throttle with
Дроссель с приводом 19 предназначен для поддержания постоянной температуры в газогенераторе 2 за счет регулирования расхода горючего, поступающего в газогенератор 2. The throttle with the
Работа двигателя по восстановительной схеме
Двигатель начинает свою работу по схеме (фиг. 2) с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере. При запуске двигателя открывается пусковой клапан горючего (на схеме не показан). Происходит заполнение линии горючего, включая БНА (на схеме не показан), насос горючего. Основной расход горючего после насоса поступает на охлаждение камеры 1, а заранее заданная незначительная его часть подается на привод гидротурбины БНА. Открываются клапаны подачи горючего 12 и 13 в газогенератор 2. После охлаждающего тракта камеры 1 горючее поступает в смесительную головку газогенератора 2 в полость большого расхода горючего через клапан 12 и дополнительную полость, малого расхода 9 через клапан 13. Клапан 16 закрыт. Далее открывается пусковой клапан окислителя. Происходит заполнение линии окислителя, включая БНА, насос окислителя. Основной расход окислителя после второй ступени насоса подается через клапан 15 в камеру 1, а заранее заданная незначительная его часть подается через клапан 10 в форсуночную головку 6 газогенератора 2, обеспечивая соотношение, например, КГГ ~ 0,25. Клапан 11 подачи окислителя в дополнительную полость 8 газогенератора закрыт. Заранее заданный малый расход окислителя подается на привод гидротурбины БНА. Топливная смесь в газогенераторе 2 поджигается, например, с помощью пиротехнических средств. Происходит завязка процесса в газогенераторе 2. Вырабатываемый восстановительный генераторный газ поступает на турбину 4, а дальше в камеру 1 для его дожигания. Открывается клапан 15 подачи окислителя в смесительную головку камеры 1. Восстановительный газ и поступивший в камеру окислитель поджигается с помощью, например, пиротехнических средств. Происходит завязка процесса в камере 1. Двигатель за счет регулятора 17 выходит через предварительную ступень на основной режим тяги работы по восстановительной схеме (кривая В фиг. 5).Engine operation according to the recovery scheme
The engine begins its work according to the scheme (Fig. 2) with afterburning of the regenerative generator gas in the chamber. When the engine starts, the fuel starting valve opens (not shown in the diagram). The fuel line is filled, including the SUA (not shown in the diagram), the fuel pump. The main fuel consumption after the pump enters the
Регулирование работы двигателя по давлению в камере 1 осуществляется регулятором 17. Изменение соотношения компонентов топлива через двигатель осуществляется дросселем 18. Regulation of the engine according to the pressure in the
Переключение двигателя с режима работы по восстановительной схеме на окислительную
Закрывается клапан 12 (фиг.3) подачи горючего в газогенератор 2. Прекращается поступление горючего в полость большого расхода в газогенератор 2. Расход горючего в дополнительную полость 9 малого расхода и окислителя через клапан 10 остаются без изменения, но таким, что процесс газогенерации в газогенераторе 2 меняется с восстановительного, например, КГГ~0,25 на окислительный, например, КГГ~50.Switching the engine from a reduction mode to an oxidizing mode
The valve 12 (FIG. 3) of the fuel supply to the
Открывается клапан 16 поступления горючего в дополнительную полость горючего смесительной головки 5 камеры 1. Окислитель продолжает поступать через открытый клапан 15 в камеру 1 и в газогенератор 2 в соответствии с измененным режимом в газогенераторе. The
Двигатель переходит на режим дросселирования по тяге (кривая П фиг. 5). The engine switches to throttle thrust (curve P of Fig. 5).
Изменение режима работы двигателя с дожиганием окислительного генераторного газа в камере обеспечивается регулятором 17, дросселем 19. Расходы окислителя и горючего в камеру 1 будут соответствовать измененному режиму в газогенераторе 2. Changing the operating mode of the engine with the afterburning of the oxidizing generator gas in the chamber is provided by the
Перевод двигателя с режима дросселирования на номинальный в окислительной схеме
Открывается клапан 11 (фиг. 4) подачи окислителя в дополнительную полость 8 газогенератора 2. Суммарный расход окислителя в газогенератор 2 через клапаны 10 и 11 подобран в соотношении с расходом горючего в газогенератор 2 через клапан 13 таким, что соотношение компонентов топлива в газогенераторе остается без изменения и равным, например, ~50. Остальное горючее через открытый клапан 16 направляется в камеру 1. Необходимый слив окислителя в камеру 1 осуществляется как после первой ступени насоса, так и после второй за счет перенастройки дросселя 18, поддерживая итоговое соотношение компонентов в камере 1 равным, например, 2,6.Switching the engine from throttle to nominal in the oxidation circuit
The valve 11 (Fig. 4) opens, the oxidizer is supplied to the
На схеме (фиг. 4) условно показано уменьшение расхода окислителя в камеру 1 по отношению к расходу окислителя в камеру 1 на восстановительном режиме (фиг. 2). The diagram (Fig. 4) conventionally shows a decrease in the flow rate of the oxidizing agent into the
Двигатель переходит на номинальный режим работы по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа в камере (кривая О фиг. 5). The engine switches to the nominal operating mode according to the scheme with afterburning of the oxidizing generator gas in the chamber (curve O of Fig. 5).
Выключение двигателя
Двигатель может выключаться как с режима работы по восстановительной схеме, так и по окислительной схеме. По окислительной схеме двигатель может выключаться как с номинального режима по тяге, так и с режима дросселирования. Закрывается клапан горючего 13 газогенератора. Закрывается клапан 16 камеры. Расход горючего в газогенератор 2 и камеру 1 прекращается. Закрываются клапаны окислителя 10 и 11 газогенератора и клапан 15 камеры. Расход окислителя прекращается. Двигатель выключается.Engine shutdown
The engine can be turned off both from the operating mode according to the reduction scheme, and according to the oxidation scheme. According to the oxidation scheme, the engine can be switched off both from the nominal thrust mode and from the throttle mode. Closes the
Предлагаемый способ изменения режима работы ЖРД с восстановительным газогенератором на двухкомпонентном топливе с дожиганием генераторного газа после турбины в камере и ЖРД для реализации способа позволяет вначале использовать преимущества восстановительной, а затем окислительной схемы и исключить их недостатки, а именно:
обеспечить высокую безопасность двигателя, присущую восстановительной схеме, на первоначальном этапе работы двигателя, то есть на том этапе, когда происходит приработка деталей агрегатов подачи двигателя, когда конструкция выходит на стационарный тепловой режим и возможно затирание деталей, которое в окислительной схеме привело бы к возгоранию; эта фаза особенно важна для двигателей первых ступеней РН, т.к. начальной работой двигателя по восстановительной схеме обеспечивается и высокая безопасность стартовых сооружений;
исключить возгорание газового тракта в результате попадания в него посторонних частиц (особенно алюминия) из баков РН; попадание посторонних частиц в двигатель происходит в основном в начальный период работы ЖРД, когда начинается выработка компонентов из ракетных магистралей и нижних частей баков, в которых в основном и скапливаются посторонние частицы после заправки баков РН, отстаивания компонентов или под действием перегрузки; после восстановительного режима работы ЖРД, обеспечивающего высокую безопасность первоначального этапа полета РН и стартовых сооружений, ЖРД может быть переключен на окислительный режим работы;
обеспечить уменьшение тепловой напряженности турбины двигателя, что особенно важно для двигателей многоразового использования;
обеспечить возможность глубокого дросселирования двигателя по тяге;
обеспечить "самоочищение" газового тракта от отложений твердой фазы на предыдущем режиме (при топливе "кислород+УВГ (СПГ)"), тем самым двигатель как бы подготавливается в полете, в процессе своей работы, к следующему включению. Проведение сдаточных контрольно-технологических испытаний двигателя, подтверждающих и повторяющих циклограмму работы двигателя в полете по схеме "восстановительный режим -> окислительный режим", не потребует последующей переборки двигателя.The proposed method of changing the operating mode of a liquid-propellant rocket engine with a two-component reducing gas generator with afterburning of the generator gas after the turbine in the chamber and the liquid propellant rocket engine for the implementation of the method first allows you to take advantage of the recovery and then the oxidation circuit and eliminate their disadvantages, namely:
to ensure the high engine safety inherent in the recovery scheme at the initial stage of engine operation, that is, at the stage when the running-in parts of the engine supply units are running in, when the structure enters a stationary thermal regime and the parts can be rubbed, which would lead to fire in the oxidation scheme; this phase is especially important for the engines of the first stages of the launch vehicle, since the initial operation of the engine according to the recovery scheme ensures high safety of launch facilities;
to exclude ignition of the gas path as a result of the ingress of foreign particles (especially aluminum) from the pH tanks; the ingress of foreign particles into the engine occurs mainly in the initial period of operation of the rocket engine, when the production of components from the rocket lines and the lower parts of the tanks begins, in which foreign particles mainly accumulate after refueling the LV tanks, settling the components or under the influence of overload; after the recovery operation mode of the LRE, which ensures high safety of the initial stage of the LV launch and launch facilities, the LRE can be switched to the oxidative operation mode;
to provide a reduction in thermal stress of the engine turbine, which is especially important for reusable engines;
provide the ability to deep throttle the engine through traction;
to ensure "self-cleaning" of the gas path from solid phase deposits in the previous mode (with "oxygen + UVG (LNG) fuel"), thereby the engine is as if prepared in flight, in the process of its operation, for the next start. Conducting acceptance control and technological tests of the engine, confirming and repeating the cyclogram of the engine in flight according to the scheme "recovery mode -> oxidation mode", will not require subsequent engine overhaul.
Проведенные экспериментальные работы на газогенераторе разработанного двигателя с элементами газового тракта, работающем по восстановительной схеме без дожигания с опережающей заливкой окислителя в количестве ~ 0,4 кг и последующим включением горючего показали, что процесс прохождения через стехиометрию сопровождается незначительным забросом температуры длительностью ~ 0,02 с, что не приводит к возгоранию или подгарам элементов газового тракта. Experimental work carried out on a gas generator of a developed engine with gas path elements operating according to a recovery scheme without afterburning with an advance fill of the oxidizer in an amount of ~ 0.4 kg and subsequent switching on of fuel showed that the process of passing through stoichiometry is accompanied by a slight temperature drop of ~ 0.02 s in duration , which does not lead to ignition or fumes of the elements of the gas path.
Таким образом, предложенные технические решения позволяют перевести двигатель, работающий на режиме с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере, на режим с дожиганием окислительного генераторного газа. Thus, the proposed technical solutions make it possible to transfer an engine operating in a mode with afterburning of a reducing generator gas in a chamber to a mode with afterburning of an oxidizing generating gas.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98102011/06A RU2125177C1 (en) | 1998-02-12 | 1998-02-12 | Method of changing operating conditions of liquid propellant rocket engine and engine for implementation of this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98102011/06A RU2125177C1 (en) | 1998-02-12 | 1998-02-12 | Method of changing operating conditions of liquid propellant rocket engine and engine for implementation of this method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2125177C1 true RU2125177C1 (en) | 1999-01-20 |
| RU98102011A RU98102011A (en) | 1999-04-10 |
Family
ID=20201907
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98102011/06A RU2125177C1 (en) | 1998-02-12 | 1998-02-12 | Method of changing operating conditions of liquid propellant rocket engine and engine for implementation of this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2125177C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105222159A (en) * | 2015-11-02 | 2016-01-06 | 葛明龙 | Two kinds have operatic tunes re-generatively cooled formula after-burner and application thereof |
| RU2656073C1 (en) * | 2016-12-12 | 2018-05-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method for throttle control of drive of liquid-propellant rocket engine |
-
1998
- 1998-02-12 RU RU98102011/06A patent/RU2125177C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105222159A (en) * | 2015-11-02 | 2016-01-06 | 葛明龙 | Two kinds have operatic tunes re-generatively cooled formula after-burner and application thereof |
| CN105222159B (en) * | 2015-11-02 | 2019-06-04 | 葛明龙 | Two kinds have operatic tunes re-generatively cooled formula after-burner and its application |
| RU2656073C1 (en) * | 2016-12-12 | 2018-05-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method for throttle control of drive of liquid-propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2158839C2 (en) | Liquid-propellant rocket reheat engine | |
| RU2643614C2 (en) | Method for additional power supply by auxiliary power installation and related construction | |
| US4833878A (en) | Wide range gaseous fuel combustion system for gas turbine engines | |
| US4761948A (en) | Wide range gaseous fuel combustion system for gas turbine engines | |
| JP2001193565A (en) | Liquid fuel rocket engine having closed engine cycle | |
| JP2016531233A (en) | Device for pressurizing the propellant tank of a rocket engine | |
| RU2386844C1 (en) | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2125177C1 (en) | Method of changing operating conditions of liquid propellant rocket engine and engine for implementation of this method | |
| RU2232915C2 (en) | Reheat liquid-propellant rocket engine | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2065985C1 (en) | Three-component liquid-fuel rocket engine | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2065068C1 (en) | Experimental liquid-propellant reheat engine | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2095607C1 (en) | Cryogenic propellant rocket engine | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2116491C1 (en) | Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine used for realization of this method | |
| RU2477383C1 (en) | Method of low-thrust rocket engine chamber operation | |
| RU2301352C1 (en) | Liquid propellant rocket engine (versions) | |
| RU2187684C2 (en) | Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine for realization of this method | |
| JP4545289B2 (en) | Fuel supply facility for gas turbine and supply method using the same | |
| RU2773694C1 (en) | Liquid rocket engine powered by cryogenic fuel | |
| 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 | |
| RU2538190C1 (en) | Power pack of reaction control system of flight vehicle | |
| CN114810358B (en) | Low-emission dual-fuel system of gas turbine and control method thereof |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| NF4A | Reinstatement of patent | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150213 |