RU2148181C1 - Liquid-propellant rocket power plant - Google Patents
Liquid-propellant rocket power plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2148181C1 RU2148181C1 RU98118488A RU98118488A RU2148181C1 RU 2148181 C1 RU2148181 C1 RU 2148181C1 RU 98118488 A RU98118488 A RU 98118488A RU 98118488 A RU98118488 A RU 98118488A RU 2148181 C1 RU2148181 C1 RU 2148181C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbopump
- gas
- fuel
- unit
- propellant rocket
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Данная жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ) предназначена для использования в составе космических разгонных блоков (РБ), ступеней ракетоносителей (РН) и как маршевая двигательная установка (ДУ) космических аппаратов. This liquid propellant rocket propulsion system (LRE) is intended for use as part of space booster blocks (RB), launch vehicle stages (LV), and as a propulsion propulsion system (CR) of spacecraft.
Аналогом данной ЖРДУ является ЖРДУ замкнутой схемы с дожиганием рабочего газа турбины турбонасосного агрегата (ТНА). В качестве рабочего газа, как правило, выступает один из компонентов топлива, газифицируемый в газогенераторе (ГГ). Использование для ГГ специального компонента или запаса газа ведет к увеличению сложности ЖРДУ и росту ее массы, но не устраняет недостатков, присущих этой схеме. An analogue of this liquid propellant rocket engine is a closed-circuit liquid propellant rocket engine with afterburning of the working gas of the turbine of a turbopump unit (TNA). As a working gas, as a rule, one of the fuel components acts as gasified in a gas generator (GG). The use of a special component or gas reserve for a gas reservoir leads to an increase in the complexity of the liquid propellant rocket engine and an increase in its mass, but does not eliminate the disadvantages inherent in this scheme.
В большинстве случаев, кроме ЖРДУ на топливе водород + кислород, в ГГ газифицируется окислитель, т.к. на борту его всегда в несколько раз больше, чем горючего, за счет чего возможно значительно увеличить давление в камере сгорания (КС), что в свою очередь приводит к снижению массы ЖРДУ, резкому сокращению ее габаритов и увеличению эффективности использования топлива. In most cases, in addition to liquid propellant liquid propellant rocket propellant hydrogen + oxygen, an oxidizing agent is gasified in the gas turbine, as aboard it is always several times more than fuel, due to which it is possible to significantly increase the pressure in the combustion chamber (KS), which in turn leads to a decrease in the mass of liquid propellant rockets, a sharp reduction in its dimensions and an increase in fuel efficiency.
Более подробно системы подачи топлива с ГГ описаны в [4, кн. 2, стр. 109-117], [2, стр. 115-125]. In more detail, fuel supply systems with GG are described in [4, vol. 2, pp. 109-117], [2, pp. 115-125].
Турбина ТНА, питаемая рабочим газом из ГГ, приводит в действие насосы подачи компонентов топлива, которые подают компоненты в ГГ и КС. Рабочий газ из ГГ, после срабатывания на турбине ТНА подается в КС, где происходит его дожигание. Таким образом. химическая энергия топлива используется максимально полно, за счет чего достигается большая эффективность ЖРДУ. The TNA turbine, fed by the working gas from the GG, drives the fuel component supply pumps, which feed the components to the GG and KS. The working gas from the GG, after triggering on the turbine, the TNA is supplied to the compressor station, where it is burned. In this way. the chemical energy of the fuel is used to the fullest extent, due to which the high efficiency of the liquid propellant rocket engine is achieved.
Однако такой схеме присущи и недостатки: сложность отработки запуска ЖРДУ (так как в ЖРДУ замкнутых схем все элементы конструктивно тесно связаны друг с другом и очень сложно обеспечить их безаварийное взаимодействие во время процесса запуска, когда все элементы ЖРДУ испытывают максимальные пиковые нагрузки); сложность обеспечения нормальной работы высокотемпературной турбины ТНА и других горячих элементов ЖРДУ при использовании для привода турбины окислительного газа из-за возможности разгара турбины; необходимость отработки устойчивой работы ГГ. Эта проблема может быть решена при использовании безгазогенераторной схемы [1, рис. 1.7. стр. 9], когда рабочий газ для турбин ТНА образуется при испарении в рубашке КС одного из компонентов. Однако такая схема рациональна только для рабочего газа, обладающего высоким значением газовой постоянной, например водород, что позволяет получить достаточно высокую удельную (на 1 кг) работоспособность газа. Но и при использовании водорода в двигателях с обычными коническими или профилированными соплами будет низким (например, в КС американского водородно-кислородного двигателя JR 71 давление менее 40 ата); повышенная, по сравнению с ЖРДУ других схем, неустойчивость работы при колебаниях давления в КС, возникающих во время работы ЖРДУ, которые могут привести к резонансу или срыву процессов в КС, так как при колебании давления в КС одновременно изменяется противодавление на насосах (т.е. изменяется энергия, необходимая для подачи в КС заданного расхода топлива) и в противофазе ему измеряется перепад давления на турбинах ТНА (т.е. в противофазе изменяется располагаемая механическая энергия для привода насосов подачи компонентов); снижение скорости истечения продуктов сгорания топлива и его плотности, из-за необходимости использовать внутреннее, завесное охлаждение стенок КС, т.к. регенеративного охлаждения компонентами топлива при высоких давлениях в КС не хватает (см. ниже). However, there are also disadvantages to this scheme: the difficulty of working out the launch of the liquid propellant rocket engine (since in the liquid-propellant liquid propellant rocket circuits all elements are structurally closely connected with each other and it is very difficult to ensure their trouble-free interaction during the launch process, when all elements of the liquid propellant rocket engine experience maximum peak loads); the difficulty of ensuring the normal operation of the high-temperature turbine ТНА and other hot elements of the liquid propellant rocket engine when using oxidizing gas to drive the turbine due to the possibility of the turbine burning up; the need to develop sustainable work GG. This problem can be solved using a gas-free generator circuit [1, Fig. 1.7. p. 9], when the working gas for TNA turbines is formed during the evaporation of one of the components in the COP jacket. However, such a scheme is rational only for a working gas with a high gas constant, such as hydrogen, which allows a sufficiently high specific (per 1 kg) gas working capacity. But even when using hydrogen in engines with conventional conical or shaped nozzles, it will be low (for example, in a compressor of the American hydrogen-oxygen engine JR 71 the pressure is less than 40 atm); increased, compared to other liquid-propellant liquid propellant rocket engines, instability of operation during pressure fluctuations in the compressor train arising during the operation of the liquid propellant rocket engine, which can lead to resonance or disruption of processes in the compressor train, since when the pressure fluctuates in the compressor train, the back pressure on the pumps changes (i.e. the energy required to supply a given fuel consumption to the compressor changes) and the differential pressure in the turbine turbine is measured in antiphase (i.e., the available mechanical energy for driving the component supply pumps changes in antiphase); decrease in the rate of expiration of the products of fuel combustion and its density, due to the need to use internal, curtain cooling of the walls of the compressor station, regenerative cooling by fuel components at high pressures in the compressor station is not enough (see below).
Всех перечисленных выше недостатков в той или иной степени лишена ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением [4, кн. 2, рис. 13.20, стр. 117, 118]. All of the above disadvantages are, to one degree or another, devoid of liquid propellant rocket engines with autonomous regenerative cooling [4, vol. 2, fig. 13.20, p. 117, 118].
В этой ЖРДУ рабочее тело для питания турбины ТНА циркулирует в замкнутом контуре. Испаряясь в рубашке охлаждения КС, рабочее тело срабатывает на турбине ТНА, после чего поступает в конденсатор, где сжижается. Далее жидкое рабочее тело (ж.р.т.) нагнетается циркуляционным насосом и вновь подается в рубашку охлаждения КС. In this liquid propellant rocket engine, the working fluid for feeding the TNA turbine circulates in a closed circuit. Evaporating in the CS cooling jacket, the working fluid is triggered on the TNA turbine, after which it enters the condenser, where it is liquefied. Next, the liquid working fluid (Zh.r.t.) is pumped by a circulation pump and again fed into the cooling jacket KS.
К недостаткам этой схемы ЖРДУ можно отнести использование ж.р.т., которое должно обладать целым рядом специфических свойств, что резко снижает эффективность, увеличивает массу ЖРДУ и усложняет ее эксплуатацию. The disadvantages of this scheme are the use of liquid propellant rocket engines, which should have a number of specific properties, which dramatically reduces efficiency, increases the mass of liquid propellant rocket engines and complicates its operation.
При хранении жидкого рабочего тела (ж.р.т.) непосредственно и магистралях самого замкнутого контура жидкость должна не замерзать при температурах выше минус 50oC, а при охлаждении ее криогенным компонентом температура замерзания должна быть меньше температуры охлаждающего компонента. В противном случае необходимо обеспечить отдельное хранение ж.р.т. с нужным температурным режимом, что ведет к резкому увеличению массы и габаритов ЖРДУ и снижению ее надежности из-за необходимости введения в состав ЖРДУ дополнительных элементов и вспомогательных систем, значительно усложняющих ЖРДУ и резко снижающих ее надежность.When storing a liquid working fluid (RT) directly and in the mains of the closed circuit itself, the liquid must not freeze at temperatures above minus 50 o C, and when it is cooled by the cryogenic component, the freezing temperature must be lower than the temperature of the cooling component. Otherwise, it is necessary to provide separate storage of iron ore with the desired temperature regime, which leads to a sharp increase in the mass and dimensions of the liquid propellant rocket engine and a decrease in its reliability due to the need to introduce additional elements and auxiliary systems into the composition of the liquid propellant rocket engine that significantly complicate the liquid propellant rocket engine and dramatically reduce its reliability.
Условиям хранения в магистралях контура охлаждения КС удовлетворяют некоторые фреоны и спирты. Однако они являются недостаточно эффективными охладителями, а низкая работоспособность их паров обуславливает их неэффективность как рабочего тела для привода турбины ТНА. Some freons and alcohols satisfy the storage conditions in the mains of the cooling circuit of the compressor station. However, they are not sufficiently efficient coolers, and the low efficiency of their vapor causes their inefficiency as a working fluid for driving the turbine ТНА.
Более эффективные рабочие тела (вода, аммиак, некоторые углеводороды и т. д. ) требуют отдельного хранения, специальных мер по обеспечению температурного режима и введения дополнительных элементов и вспомогательных систем в состав ЖРДУ. More efficient working fluids (water, ammonia, some hydrocarbons, etc.) require separate storage, special measures to ensure the temperature regime and the introduction of additional elements and auxiliary systems in the composition of liquid propellant rocket engines.
Кроме того, необходимо учитывать, что для всех ж.р.т., кроме водорода, теплофизические свойства жидкости и паров которого близки, давление в рубашке КС с учетом гидропотерь в ней должно быть выше критического, чтобы избежать вскипания ж.р.т. и срыва охлаждения КС. В некоторых случаях это давление может быть очень большой величиной (221 ата для воды), что ведет к значительному увеличению массы магистралей контура охлаждения и всей ЖРДУ. In addition, it is necessary to take into account that for all iron ore, except hydrogen, the thermophysical properties of the liquid and vapor are close, the pressure in the CS jacket, taking into account water losses in it, should be above critical to avoid boiling of the iron ore and disruption of the cooling of the COP. In some cases, this pressure can be very large (221 atm for water), which leads to a significant increase in the mass of the mains of the cooling circuit and the entire liquid propellant rocket.
Возможность утечек ж.р.т. из контура обуславливает необходимость хранения некоторого запаса ж.р.т. в специальной емкости, что также увеличивает массу ЖРДУ. The possibility of leaks from the contour necessitates the storage of a certain stock of iron ore in a special container, which also increases the mass of liquid propellant rocket engines.
Таким образом, практическая реализация ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением с ж.р.т. не приводит к увеличению надежности ЖРДУ по сравнению с ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа из-за введения дополнительных элементов и вспомогательных систем в ее состав и при этом значительно увеличивает массу и габариты всей ЖРДУ даже при использовании эффективного ж.р.т. (см. выше), что аннулирует весь возможный выигрыш более эффективного использования топлива за счет более высокого давления в КС и отсутствия завес охлаждения. В случае использования недостаточно эффективного ж.р.т. такая ЖРДУ будет даже проигрывать по эффективности и массогабаритным характеристикам ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа. Thus, the practical implementation of liquid propellant rocket engine with autonomous regenerative cooling with iron ore does not lead to an increase in the reliability of the liquid propellant rocket engine compared to a liquid propellant rocket engine with afterburning of gas-generating gas due to the introduction of additional elements and auxiliary systems into its composition and at the same time significantly increases the mass and dimensions of the entire liquid propellant rocket even when using an effective liquid fuel oil (see above), which cancels all the possible benefits of a more efficient use of fuel due to higher pressure in the compressor station and the absence of cooling curtains. In case of use of insufficiently effective f.r.t. such a rocket engine will even lose in efficiency and weight and size characteristics of a rocket engine with afterburning of gas-generating gas.
Задачей изобретения является повышение надежности и эффективности ЖРДУ, расширение возможностей применения ЖРДУ и снижения стоимости ее создания. The objective of the invention is to increase the reliability and efficiency of liquid propellant rocket engines, expand the possibilities of using liquid propellant rocket engines and reduce the cost of its creation.
Это достигается за счет применения жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей баки окислителя и горючего, по крайней мере, с одним криогенным компонентом (например, окислителем), турбонасосные агрегаты подачи компонентов, камеру сгорания с рубашкой охлаждения, внутренняя полость которой связана с турбонасосным агрегатом подачи горючего, баллон хранения газа наддува, турбокомпрессорный агрегат для циркуляции газа и холодильник, при этом баллон хранения газа наддува сообщен с магистралями подачи газа в турбонасосные агрегаты подачи окислителя, горючего и турбокомпрессорного агрегата для циркуляции газа, выходы которых сообщены с холодильником, один выход которого сообщен через компрессор турбокомпрессора циркуляции газа с рубашкой охлаждения камеры сгорания, а выход рубашки соединен со входом в магистрали подачи газа в турбонасосные агрегаты подачи окислителя, горючего и турбокомпрессорного агрегата, другие выход и вход холодильника сообщены с внутренней полостью камеры сгорания и с выходом из насоса турбонасосного агрегата подачи окислителя, соответственно. This is achieved through the use of a liquid rocket propulsion system containing oxidizer and fuel tanks with at least one cryogenic component (for example, an oxidizing agent), turbopump component supply units, a combustion chamber with a cooling jacket, the internal cavity of which is connected to the turbopump fuel supply unit , a boost gas storage cylinder, a turbocompressor unit for circulating gas and a refrigerator, while the boost gas storage cylinder is connected to the gas supply lines to the turbopump the supply of oxidizer, fuel and a turbocompressor unit for gas circulation, the outputs of which are communicated with a refrigerator, one output of which is communicated through a compressor of a turbocompressor of gas circulation with a cooling jacket of the combustion chamber, and the outlet of the jacket is connected to the inlet to the gas supply line to the turbo pump units of supply of oxidizer, fuel and a turbocompressor unit, the other outlet and inlet of the refrigerator are in communication with the internal cavity of the combustion chamber and with the outlet of the pump of the turbopump oxidizer supply unit, respectively of course.
На чертеже изображена предложенная ЖРДУ. The drawing shows the proposed rocket engine.
Обозначения на чертеже:
1 - бак окислителя (криогенный компонент);
2 - бак горючего (может быть не криогенным);
3 - баллон хранения газа наддува;
4, 5 - турбонасосные агрегаты подачи окислителя и горючего соответственно;
6 - камера сгорания (КС) с рубашкой охлаждения;
7 - турбокомпрессорный агрегат для циркуляции газа (ТКА);
8 - холодильник.Designations in the drawing:
1 - oxidizer tank (cryogenic component);
2 - fuel tank (may not be cryogenic);
3 - boost gas storage cylinder;
4, 5 - turbopump units for the supply of oxidizer and fuel, respectively;
6 - a combustion chamber (KS) with a cooling jacket;
7 - turbocompressor unit for gas circulation (TCA);
8 - refrigerator.
Представленная ЖРДУ включается в себя баки окислителей и горючего (1, 2), подача компонентов из которых осуществляется с помощью турбонасосных агрегатов 4, 5 соответственно. Турбонасосный агрегат 5 подает горючее сразу в КС с рубашкой охлаждения 6. Турбонасосный агрегат 4 подает окислитель в холодильник 8, а уже из холодильника 8 поступает в КС с рубашкой охлаждения 6. Хранение газа наддува осуществляется в погруженном баллоне 3 в баке окислителя 1. Замкнутый автономный газовый контур охлаждения включает в себя рубашку охлаждения КС с рубашкой охлаждения 6, ТКА 7 и холодильник 8. The presented liquid propellant rocket engine includes tanks of oxidizing agents and fuel (1, 2), the supply of components from which is carried out using turbopump units 4, 5, respectively. Turbine pump unit 5 delivers fuel directly to the compressor station with a cooling jacket 6. Turbine pump unit 4 delivers the oxidizer to the refrigerator 8, and already from the refrigerator 8 enters the compressor station with a cooling jacket 6. Storage of the charge gas is carried out in an immersed cylinder 3 in the oxidizer tank 1. Closed autonomous gas cooling circuit includes a cooling jacket KS with a cooling jacket 6, TKA 7 and a refrigerator 8.
При работе ЖРДУ питание турбонасосных агрегатов 4, 5 и ТКА 7 осуществляется газообразным рабочим телом (г.р.т.), предварительно нагретым в рубашке охлаждения КС 6. После турбонасосных агрегатов 4, 5 и турбины ТКА г.р.т. подается в холодильник 8, где охлаждается до минимальной температуры, равной или чуть превышающей температуру криогенного компонента. После этого г.р.т. нагнетается в компрессоре ТКА и поступает в рубашку охлаждения КС 6. Цикл замкнулся. During the operation of the liquid propellant rocket engine, the power of the turbopump units 4, 5 and TKA 7 is carried out by a gaseous working fluid (g.t.) pre-heated in the cooling jacket of KS 6. After the turbopump units 4, 5 and turbine TKA g.t. served in the refrigerator 8, where it is cooled to a minimum temperature equal to or slightly higher than the temperature of the cryogenic component. After this pumped in the TCA compressor and enters the cooling jacket KS 6. The cycle is closed.
Необходимая энергия для привода турбонасосных агрегатов 4, 5 и ТКА 7 получается за счет разности работы, совершаемой на турбине ТКА 7 нагретым за счет отвода тепла от стенки КС газом и работы по сжатию газа, охлажденного после холодильника 8. The necessary energy to drive the turbopump units 4, 5 and TKA 7 is obtained due to the difference in the work performed on the TKA 7 turbine heated due to heat removal from the CC wall by gas and compression of the gas cooled after the refrigerator 8.
При запуске ЖРДУ г.р.т. поступает в контур охлаждения из бортового баллона 3, в котором хранится химически нейтральный газ наддува (как правило, гелий, т. к. он обеспечивает минимальную массу системы наддува баков), который и предлагается использовать как г.р.т. (в кислородно-водородных ЖРДУ возможно использование как г.р.т. водорода). Одновременное этим происходит раскрутка 4, 5 и 7 для обеспечения запуска ЖРДУ. В процессе работы ЖРДУ подача гелия в контур охлаждения из баллона 3 не производится, т.к. контур газового охлаждения является замкнутым и герметичным. At the start of the rocket engine enters the cooling circuit from the side cylinder 3, which stores a chemically neutral boost gas (usually helium, because it provides the minimum mass of the tank pressurization system), which is proposed to be used as (in oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engines it is possible to use hydrogen as a g.t.) At the same time, there is a promotion of 4, 5 and 7 to ensure the launch of liquid propellant rocket engines. During the operation of the liquid propellant rocket engine, helium is not supplied to the cooling circuit from cylinder 3, because the gas cooling circuit is closed and sealed.
В процессе работы данной ЖРДУ часть подогретого гелия из охлаждающего контура может быть использована для наддува баков 1 и 2. During the operation of this liquid propellant rocket engine, part of the heated helium from the cooling circuit can be used to pressurize tanks 1 and 2.
По окончании работы двигателя гелий остается в контуре охлаждения и служит для контроля его герметичности и может использоваться для предварительного наддува баков 1 и 2 перед следующим запуском. Непосредственно перед началом раскрутки 1, 2 и 7 гелий из контура охлаждения может удаляться (частично или полностью), что увеличит эффективность раскрутки и позволит уменьшить потребные для обеспечения работы ЖРДУ запасы гелия на борту. At the end of engine operation, helium remains in the cooling circuit and serves to control its tightness and can be used to pre-pressurize tanks 1 and 2 before the next start. Immediately before the start of the promotion of 1, 2, and 7 helium from the cooling circuit can be removed (partially or completely), which will increase the efficiency of the promotion and will reduce the helium reserves needed to ensure the operation of the liquid propellant rocket engine on board.
Современный ЖРД характеризуется высокими давлениями и тепловыми потоками в КС, доходящими в критическом сечении до 40-60 МВт/м2. В связи с этим для тепловой защиты стенок КС вынуждены применять завесное охлаждение, когда часть горючего или окислителя впрыскивается в КС для создания низкотемпературного пристеночного слоя, что уменьшает тепловые потоки к стенке КС, но при этом снижается плотность топлива и скорость истечения продуктов его сгорания из-за смещения массового соотношения компонентов в сторону менее оптимальных и увеличения неравновесности истечения продуктов сгорания топлива. В ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением с ж.р.т. возможен отказ от завес охлаждения при использовании высокоэффективных теплоносителей, но их применение связано со значительными эксплуатационными трудностями (см выше), которые аннулируют возможный эффект от отсутствия завесы охлаждения.A modern rocket engine is characterized by high pressures and heat fluxes in the compressor station, reaching a critical section of up to 40-60 MW / m 2 . In this regard, for the thermal protection of the walls of the CS, they are forced to use curtain cooling, when a part of the fuel or oxidizer is injected into the CS to create a low-temperature wall layer, which reduces heat fluxes to the wall of the CS, but the density of the fuel and the rate of expiration of its combustion products decrease for a shift in the mass ratio of components to the side of less than optimal and an increase in the disequilibrium of the expiration of the products of fuel combustion. In liquid-propellant rocket engine with autonomous regenerative cooling with iron ore it is possible to abandon the cooling curtains when using highly efficient coolants, but their use is associated with significant operational difficulties (see above), which nullify the possible effect of the absence of a cooling curtain.
В предлагаемой ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением в качестве рабочего тела используются нейтральный газ наддува - гелий, который является очень хорошим химически нейтральным охладителем и обладает высокой удельной работоспособностью. Это позволит, согласно проведенным расчетам, получить потери давления в рубашке охлаждения 40-80 ата, что сравнимо с потерями давления охлаждающего компонента в рубашке КС современных двигателей (20-80 ата), и одновременно обеспечить давление в КС более 100 ата, что соответствует современному уровню давления в двигателях и даже превосходит многие из них. In the proposed liquid-propellant liquid propellant rocket engine with autonomous regenerative cooling, a neutral boost gas, helium, is used as a working fluid, which is a very good chemically neutral cooler and has a high specific working capacity. This will allow, according to the calculations, to obtain a pressure loss in the cooling jacket of 40-80 ata, which is comparable to the pressure loss of the cooling component in the jacket of the KS of modern engines (20-80 ata), and at the same time provide a pressure in the KS of more than 100 ata, which corresponds to the modern the pressure level in the engines and even surpasses many of them.
Выигрыш от отсутствия завесы охлаждения составит, согласно проведенным термодинамическим расчетам, 5-15 с по удельному импульсу и увеличит плотность топлива на 5-15% (см. выше). The gain from the absence of a cooling curtain will be, according to thermodynamic calculations, 5-15 s in specific impulse and will increase the fuel density by 5-15% (see above).
При этом, так как газ для наддува баков компонентов топлива хранится на борту вне зависимости от типа используемой ЖРДУ, то дополнительные элементы и вспомогательные системы ЖРДУ, призванные обеспечить его хранение на борту, не нужны. За счет этого данная ЖРДУ по сравнению с ЖРДУ с ж.р.т. (см. выше) резко выигрывает в массе, габаритах и надежности. Moreover, since gas for pressurizing the tanks of fuel components is stored on board, regardless of the type of liquid propellant rocket engine used, additional elements and auxiliary systems of the liquid propellant rocket engine designed to ensure its storage on board are not needed. Due to this, this liquid propellant rocket engine compared with liquid propellant rocket engine. (see above) dramatically wins in weight, dimensions and reliability.
Кроме того, данная схема ЖРДУ с г.р.т. позволяет изменять уровень тяги двигателя в десятки раз от максимально возможного, так как определяющим здесь будет допустимый перегрев охлаждающего криогенного компонента: чем ниже тяга, тем выше нагрев компонента, так как тепловой поток в стенку КС уменьшается медленнее, чем массовый расход охлаждающего компонента. Тепловые расчеты показывают, что количества тепла, отведенного от КС при давлении в ней 120 ата и тяге двигателя 2000 кгс, достаточно, чтобы нагреть, например, кислород до 200oC, в то время как допустимый уровень нагрева паров кислорода из условия теплостойкости современных конструкционных материалов, применяемых в двигателестроении, - до 500oC. Это позволяет, в принципе, уменьшать уровень тяги двигателя от максимального в 11,6 раз без применения дополнительных конструктивных мер. Минимально возможный уровень тяги при применении специальных конструктивных мер ограничивается только устойчивостью процессов горения в КС, а максимально возможный - соотношением между температурой газа на выходе из КС, температурой газа на входе в компрессор ТКА и КПД преобразователей энергии (турбины, компрессор и насосы). При таком уровне изменения тяги ЖРДУ появляется возможность значительного (до 30%) уменьшения массы ракетоносителей за счет оптимизации величины тяги во время полета (максимальные перегрузки, действующие на конструкции ракетоносителей, уменьшаются с ≈4 до ≈2, что позволит использовать в конструкции ракетоносителей менее прочные и более легкие силовые элементы). Для ЖРДУ с ж.р.т. такие уровни изменения тяги проблематичны из-за резкого снижения КПД циркуляционного насоса и турбины, вращающей его, при снижении тяги двигателя и, следовательно, расхода компонентов и ж.р.т. В ЖРДУ с г.р.т. снижение расхода г.р.т. возможно за счет снижения плотности самого г.р.т. при постоянном режиме работы ТКА, что увеличивает возможное уменьшение тяги двигателя по сравнению с ЖРДУ с ж.р.т. в 3-4 раза.In addition, this scheme of liquid propellant rocket engines from allows you to change the level of engine thrust tens of times from the maximum possible, since the permissible overheating of the cooling cryogenic component will be decisive here: the lower the thrust, the higher the heating of the component, since the heat flux to the CS wall decreases more slowly than the mass flow rate of the cooling component. Thermal calculations show that the amount of heat removed from the compressor with a pressure of 120 atm and an engine thrust of 2000 kgf is enough to heat, for example, oxygen to 200 o C, while the permissible level of heating of oxygen vapor from the heat resistance of modern structural materials used in engine building - up to 500 o C. This allows, in principle, to reduce the level of engine thrust from the maximum 11.6 times without the use of additional structural measures. The minimum possible thrust level when applying special design measures is limited only by the stability of the combustion processes in the compressor station, and the maximum possible one is the ratio between the gas temperature at the compressor outlet, the gas temperature at the compressor inlet of the TCA and the efficiency of energy converters (turbines, compressor and pumps). With such a level of thrust change, the liquid propellant rocket engine will make it possible to significantly (up to 30%) reduce the mass of launch vehicles by optimizing the thrust during flight (the maximum overloads acting on the design of launch vehicles will decrease from ≈4 to ≈2, which will allow the use of less durable rocket carriers and lighter power elements). For liquid propellant rocket engines with f.r.t. such levels of thrust change are problematic due to a sharp decrease in the efficiency of the circulation pump and the turbine rotating it, while reducing the thrust of the engine and, consequently, the consumption of components and railways In liquid propellant rocket rocket rocket engines reduction in flow rate possibly due to a decrease in the density of the g.t. at a constant operating mode of the TCA, which increases a possible decrease in engine thrust compared to a liquid propellant rocket engine with a rocket engine 3-4 times.
Данная ЖРДУ будет надежнее существующих ЖРДУ, так как обладает всеми достоинствами ЖРДУ с автономным регенеративным охлаждением с ж.р.т. (см. выше), но в отличие от последней не требует введения в состав ДУ дополнительных элементов и вспомогательных систем, обеспечивающих хранение и возможность применения гелия как г.р.т. This liquid propellant rocket engine will be more reliable than the existing liquid propellant rocket engines, as it has all the advantages of a liquid propellant rocket engine with autonomous regenerative cooling with a liquid fuel tank. (see above), but unlike the latter, it does not require the introduction of additional elements and auxiliary systems into the composition of the remote control that provide storage and the possibility of using helium as
Кроме того, замена ж. р.т. на г.р.т. (т.е. в системе охлаждения КС, в холодильнике и трактах замкнутого контура охлаждения нефазового перехода рабочего тела) приводит к резкому увеличению расчетности ЖРДУ, когда, зная параметры г.р.т. по охлаждающему тракту, можно однозначно, в отличие от системы с ж.р.т., сказать, где и почему произошел сбой работы ЖРДУ (особенно на этапе отработки ЖРДУ). In addition, replacement w. rt on the river (i.e., in the compressor cooling system, in the refrigerator and in the closed loop cooling paths of the nonphase transition of the working fluid) leads to a sharp increase in the design of the liquid propellant rocket engine when, knowing the parameters of along the cooling path, it is possible to say unambiguously, unlike a system with a rocket engine, where and why the operation of the rocket engine failed (especially at the stage of testing the rocket engine).
Кроме того, возможность работы при уровне тяги в десятки раз меньше максимально возможного уровня (и номинального), позволяет, в отличие от ЖРДУ с ж. р. т. , отбирая часть механической энергии с ТКА и перенастраивая питание насосов подачи компонентов, многократно растянуть и, следовательно, более детально отработать быстротечные в реальных условиях процессы запуска и останова ЖРДУ, которые для всех ЖРДУ являются наиболее критичными с точки зрения работоспособности и надежности (до 90% аварий современных ЖРДУ приходится на их запуск и останов). Это позволит, по предварительным расчетам, в 2-3 раза сократить время и стоимость создания ЖРДУ с автономной регенеративной системой охлаждения на г.р.т. In addition, the ability to work at a thrust level tens of times less than the maximum possible level (and nominal) allows, in contrast to the liquid propellant rocket engine. R. i.e., taking part of the mechanical energy from the TCA and reconfiguring the power supply of the component supply pumps, stretch it many times and, therefore, work out in more detail the process of starting and stopping liquid propellant rocket engines that are fast-moving under real conditions, which for all liquid propellant rocket engines are the most critical from the point of view of operability and reliability (up to 90% of accidents of modern rocket engines occur at their start and stop). This will allow, according to preliminary calculations, to reduce by 2-3 times the time and cost of creating a rocket engine with an autonomous regenerative cooling system on a heating unit.
Одновременно такая ЖРДУ будет более устойчива к возникающим при ее работе высокочастотным колебаниям давления в КС, чем ЖРДУ с ж.р.т. (и тем более, чем ЖРДУ без автономной системы охлаждения) за счет заведомо большей инерционности системы охлаждения с г.р.т. и большего демпфирования изменений давления в газе. At the same time, such a liquid propellant rocket engine will be more resistant to high-frequency pressure fluctuations arising during its operation in a compressor than a liquid propellant rocket engine with a rocket engine. (and even more so than liquid propellant rocket engines without an autonomous cooling system) due to the obviously greater inertia of the cooling system from and more damping of gas pressure changes.
Увеличение массы ЖРДУ с г.р.т. по сравнению с ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа (по сравнению с ЖРДУ с ж.р.т. масса заведомо значительно меньше) будет незначительным (например, для двигателя тягой 2000 кгс на топливе керосин + кислород увеличение массы будет менее 30 кг), что с лихвой компенсируется получаемым выигрышем удельного импульса и надежности ЖРДУ (для этого же двигателя для разгонных блоков типа ДМ, используемых в настоящее время для выводов грузов на геостационарные орбиты, выигрыш в массе выводимого полезного груза только за счет увеличения скорости истечения продуктов сгорания топлива увеличится ≈ на 250 кг. The increase in the mass of liquid propellant rocket engines in comparison with a liquid propellant rocket engine with afterburning of gas-generating gas (compared to a liquid propellant rocket engine with a liquid fuel cell, the mass is obviously much less) will be insignificant (for example, for an engine with a thrust of 2000 kgf using kerosene + oxygen fuel, the mass increase will be less than 30 kg), which more than offset by the resulting gain in the specific impulse and reliability of the liquid propellant rocket engine (for the same engine for boosting units of the DM type, which are currently used for launching cargo into geostationary orbits, the gain in the mass of the payload is only due to an increase in eniya combustion products increase ≈ 250 kg.
Все элементы данной ЖРДУ являются хорошо известными в науке и технике и не представляют больших сложностей при производстве. Поэтому производство представленной ЖРДУ возможно на базе уже существующих производств без какой-либо переделки последних. All the elements of this rocket engine are well known in science and technology and do not pose great difficulties in production. Therefore, the production of the presented liquid propellant rocket engine is possible on the basis of existing plants without any alteration of the latter.
Источники информации
1. Бабкин А.И. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками.- М.: Машиностроение, 1986. - 456 с.Sources of information
1. Babkin A.I. Fundamentals of the theory of automatic control of rocket propulsion systems.- M .: Mechanical Engineering, 1986. - 456 p.
2. Козлов А.А. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. - М.: Машиностроение, 1988. - 352 с.: ил. - стр.115-125. 2. Kozlov A.A. Power and control systems for liquid rocket propulsion systems. - M.: Mechanical Engineering, 1988. - 352 p.: Ill. - p. 115-125.
3. Овсянников Б. В. Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1986. - 376 с., ил. 3. Ovsyannikov B. V. Theory and calculation of power units for liquid rocket engines. - 3rd ed., Revised. and add. - M.: Mechanical Engineering, 1986. - 376 p., Ill.
4. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей: в 2-х книгах/ Под ред. В. М. Кудрявцева, изд. 4-е, перераб. и доп. - М.: Высшая школа, 1993, ин. 2, стр. 109-117. 4. Fundamentals of the theory and calculation of liquid rocket engines: in 2 books / Ed. V. M. Kudryavtseva, ed. 4th, rev. and add. - M .: Higher school, 1993, in. 2, pp. 109-117.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98118488A RU2148181C1 (en) | 1998-10-12 | 1998-10-12 | Liquid-propellant rocket power plant |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98118488A RU2148181C1 (en) | 1998-10-12 | 1998-10-12 | Liquid-propellant rocket power plant |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2148181C1 true RU2148181C1 (en) | 2000-04-27 |
Family
ID=20211169
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98118488A RU2148181C1 (en) | 1998-10-12 | 1998-10-12 | Liquid-propellant rocket power plant |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2148181C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2551713C1 (en) * | 2014-06-26 | 2015-05-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid propellant rocket engine |
| RU2603303C2 (en) * | 2011-10-11 | 2016-11-27 | Снекма | Jet propulsion device and fuel supply method |
| CN106247649A (en) * | 2016-07-28 | 2016-12-21 | 西安交通大学 | A kind of liquid hydrogen degree of supercooling acquisition device |
| RU2607910C2 (en) * | 2011-12-14 | 2017-01-11 | Снекма | Device to create excess pressure and corresponding method |
| CN114275194A (en) * | 2021-12-14 | 2022-04-05 | 中国运载火箭技术研究院 | Autogenous pressurization system suitable for pressurization of multi-working-condition storage tank of nuclear carrier |
-
1998
- 1998-10-12 RU RU98118488A patent/RU2148181C1/en active
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 2. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / Под ред. Кудрявцева В.М. - М.: Высшая школа, 1993, с.109 - 112. 3. * |
| 7. КОЗЛОВ А.А. и др. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М.: Машиностроение, 1988, c.115-125. 8. ОВСЯННИКОВ Б.В. Теория расчетов агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1986, с. 301. 9. БАБКИН А.И. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками. - М.: Машиностроение, 1986, с.400. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2603303C2 (en) * | 2011-10-11 | 2016-11-27 | Снекма | Jet propulsion device and fuel supply method |
| RU2607910C2 (en) * | 2011-12-14 | 2017-01-11 | Снекма | Device to create excess pressure and corresponding method |
| RU2551713C1 (en) * | 2014-06-26 | 2015-05-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid propellant rocket engine |
| CN106247649A (en) * | 2016-07-28 | 2016-12-21 | 西安交通大学 | A kind of liquid hydrogen degree of supercooling acquisition device |
| CN106247649B (en) * | 2016-07-28 | 2018-11-09 | 西安交通大学 | A kind of liquid hydrogen degree of supercooling acquisition device |
| CN114275194A (en) * | 2021-12-14 | 2022-04-05 | 中国运载火箭技术研究院 | Autogenous pressurization system suitable for pressurization of multi-working-condition storage tank of nuclear carrier |
| CN114275194B (en) * | 2021-12-14 | 2024-05-31 | 中国运载火箭技术研究院 | Self-generating pressurization system suitable for multi-station storage tank pressurization of nuclear carrier |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4771600A (en) | Tripropellant rocket engine | |
| CN107690549B (en) | Ship comprising a gas treatment system | |
| US6769242B1 (en) | Rocket engine | |
| US4073138A (en) | Mixed mode rocket engine | |
| US8572948B1 (en) | Rocket engine propulsion system | |
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| RU2477382C2 (en) | Device and method for driving rocket engine pump by internal combustion engine | |
| KR101851745B1 (en) | A fuel gas supply system for an internal combustion engine | |
| US2701441A (en) | Pressurized feed for jet propulsion systems | |
| US20180171933A1 (en) | Micropump-fed autogenous pressurization system | |
| US5551230A (en) | Heat induced high pressure lox pump rocket engine cycle | |
| US5444973A (en) | Pressure-fed rocket booster system | |
| JPH0532579B2 (en) | ||
| US5572864A (en) | Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine | |
| JP2016509550A (en) | Aircraft and embedded cryogenic fuel systems | |
| CN107076055B (en) | Fluid forced feed device, system and method | |
| US10309344B2 (en) | Stored pressure driven cycle | |
| US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
| RU2155273C1 (en) | Liquid cryogenic propellant rocket engine with closed loop of turbine drive of turbopump unit (versions) | |
| US4171615A (en) | Supercharged topping rocket propellant feed system | |
| US5129599A (en) | Hybrid liquid-vapor propellant feed system for aerospace vehicles | |
| Pempie et al. | LOX/methane and LOX/kerosene high thrust engine trade-off | |
| US20160222918A1 (en) | Device for self-pressurization of a tank | |
| US5135184A (en) | Propellant utilization system | |
| RU2148181C1 (en) | Liquid-propellant rocket power plant |