RU2155273C1 - Liquid cryogenic propellant rocket engine with closed loop of turbine drive of turbopump unit (versions) - Google Patents

Liquid cryogenic propellant rocket engine with closed loop of turbine drive of turbopump unit (versions) Download PDF

Info

Publication number
RU2155273C1
RU2155273C1 RU99118107A RU99118107A RU2155273C1 RU 2155273 C1 RU2155273 C1 RU 2155273C1 RU 99118107 A RU99118107 A RU 99118107A RU 99118107 A RU99118107 A RU 99118107A RU 2155273 C1 RU2155273 C1 RU 2155273C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pump
fuel
chamber
heat exchanger
turbine
Prior art date
Application number
RU99118107A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Б.И. Каторгин
В.К. Чванов
В.И. Архангельский
С.Г. Коновалов
И.К. Левицкий
В.А. Прохоров
В.Ю. Богушев
А.М. Кашкаров
Б.М. Громыко
Е.А. Белов
Ю.И. Каналин
В.Г. Дождев
А.В. Цветова
Б.П. Волостных
Е.Н. Беляев
В.Н. Хазов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П. Глушко"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П. Глушко" filed Critical Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П. Глушко"
Priority to RU99118107A priority Critical patent/RU2155273C1/en
Priority to PCT/RU2000/000219 priority patent/WO2001012971A1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2155273C1 publication Critical patent/RU2155273C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: rocketry; cryogenic liquid propellant rocket engines. SUBSTANCE: liquid-propellant engine has chamber with injector assembly and regenerative cooling line, turbopump unit with oxidizer pump (liquid oxygen) and fuel (hydrocarbon fuel) pump whose outlet mains are connected with injector assembly of chamber and closed loop of turbine drive of turbopump unit which includes circulating pump, regenerative cooling line heat exchanger-heater using gas as heat-transfer agent which are connected in series; gas is obtained in gas generator fed from outlet mains of oxidizer and fuel pumps; heat transfer agent from outlet of above-mentioned heat exchanger-heater is introduced into outlet main of oxidizer pump; turbopump unit includes also turbine, heat exchanger-condenser mounted on outlet main of oxidizer pump; outlet of heat exchanger-condenser is connected with circulating pump inlet through flow regulator. Control of engine is effected by means of component ratio regulator fitted in gas generator fuel supply main. Another version of liquid-propellant engine consists in availability of fuel pump which simultaneously performs function of circulating pump. Besides that, fuel pump outlet is connected with injector assembly of chamber and with chamber regenerative cooling line through controllable flow divider. Systems of these engines include starting systems with starting pump connected in parallel with circulating pump. Pump is connected with autonomous drive through split coupling. After starting the engine, starting pump is switched off. EFFECT: enhanced reliability of engine due to obtaining optimal characteristics in thermal factor and strength characteristics; low cost of engine due to usage of low-cost materials. 14 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, более узко - к конструированию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). The invention relates to the field of rocket technology, more specifically to the design of liquid rocket engines (LRE).

В большинстве существующих ЖРД турбинный привод насосов рабочих компонентов (окислителя и горючего) осуществляется за счет срабатывания энергии газа, получаемого в специальном агрегате - газогенераторе (ГГ). ГГ работает на основных компонентах, но в режиме неполного сгорания (так называемые восстановительные ГГ) или избытка окислителя (окислительные ГГ), чтобы обеспечить температуру, приемлемую для работы силовой турбины (обычно это 500... 700oC). Отработанный турбогаз затем либо выбрасывается наружу через специальный выхлопной патрубок (в схемах, условно называемых "открытыми", более простых и преобладавших в начале развития ЖРД), либо поступает в основную камеру сгорания, где участвует в дальнейшем рабочем процессе (такие "замкнутые" схемы более экономичны и являются основой современных ЖРД).In most existing LPREs, the turbine drive of the pumps of the working components (oxidizer and fuel) is carried out due to the actuation of the gas energy obtained in a special unit - a gas generator (GG). GH works on the main components, but in the mode of incomplete combustion (the so-called reducing GH) or an excess of oxidizing agent (oxidative GH) to provide a temperature acceptable for the power turbine (usually it is 500 ... 700 o C). The spent turbogas is then either thrown out through a special exhaust pipe (in schemes conventionally called "open", simpler and prevailing at the beginning of the development of the liquid propellant rocket engine), or it enters the main combustion chamber, where it participates in the further working process (such "closed" circuits are more economical and are the basis of modern rocket engines).

К настоящему времени наиболее совершенные ЖРД выполняются по "замкнутой" схеме. Освоенный на сегодня уровень давления в камере сгорания высок - до 250 кгс/см2, что обусловливает большую степень расширения газа в сопле камеры и высокий удельный импульс. Однако ценой этого является необходимость получения на выходе из насосов турбонасосного агрегата (ТНА) чрезвычайно больших давлений (до 500 кгс/см2) и создания сложных теплонапряженных узлов газогенератора и турбины (особенно из-за опасности самовозгорания наиболее напряженных элементов конструкции в окислительном турбогазе).To date, the most advanced liquid propellant rocket engines are carried out according to a "closed" scheme. The pressure level in the combustion chamber mastered today is high - up to 250 kgf / cm 2 , which leads to a large degree of expansion of the gas in the nozzle of the chamber and a high specific impulse. However, the price of this is the need to obtain extremely high pressures (up to 500 kgf / cm 2 ) at the outlet of the pumps of the turbopump unit (TNA) and create complex heat-stressed units of the gas generator and turbine (especially because of the danger of spontaneous combustion of the most stressed structural elements in oxidative turbogas).

Основоположник советского ЖРД-строения В. П.Глушко для наиболее распространенных в практике кислород-керосиновых двигателей предложил (В.П.Глушко. Основы устройства реактивных двигателей на жидком топливе, 1 часть, Курс лекций, прочитанных в 1947-1948 гг., Издание МВТУ им. Баумана, стр. 165) идею привода турбины ТНА турбогазом от отдельного циркуляционного контура с независимым рабочим телом. Последнее нагревается и газифицируется непосредственно в тракте охлаждения камеры и после срабатывания конденсируется за счет отвода тепла основными компонентами двигателя (преимущественно жидким кислородом), а затем возвращается насосом в рубашку охлаждения, чем обеспечивается термодинамическое замыкание рабочего цикла, по существу - варианта общеизвестного паро-жидкостного цикла Ренкина ("...Более радикально и изящно решается задача повышения эффективности двигателя при использовании замкнутой системы питания турбины, обеспечивающей в то же время охлаждение двигателя. В данном случае расход вещества места не имеет, а от камеры сгорания отводится тепло на испарение и подогрев рабочего тела (теплоносителя), причем это тепло практически целиком возвращается обратно в камеру сгорания вместе с топливом, частично в виде энергии, сообщенной компонентам топлива насосами, частично в виде тепла, переданного компонентам топлива в конденсаторах..."). The founder of the Soviet liquid propellant rocket engine V.P. Glushko proposed for the most common oxygen-kerosene engines in practice (V.P. Glushko. Fundamentals of the design of jet engines using liquid fuel, 1 part, Course of lectures delivered in 1947-1948, Edition MVTU named after Bauman, p. 165) the idea of driving a TNA turbine with a turbogas from a separate circulation circuit with an independent working fluid. The latter is heated and gasified directly in the cooling chamber of the chamber and, after operation, condenses due to heat removal by the main components of the engine (mainly liquid oxygen), and then is returned by the pump to the cooling jacket, which ensures the thermodynamic closure of the duty cycle, essentially a variant of the well-known vapor-liquid cycle Rankine ("... A more radical and elegant solution to the problem of increasing engine efficiency when using a closed turbine power system, providing at the same time cooling the engine, in this case there is no material flow, and heat is removed from the combustion chamber for evaporation and heating of the working fluid (coolant), and this heat is almost completely returned to the combustion chamber together with the fuel, partially in the form energy communicated to the fuel components by the pumps, partly in the form of heat transferred to the fuel components in the capacitors ... ").

В. П. Глушко показано, что предлагаемый принцип весьма экономичен и позволяет радикально поднять рабочее давление в камере сгорания, тем самым обеспечивая максимум удельной тяги. V.P. Glushko showed that the proposed principle is very economical and allows you to radically increase the working pressure in the combustion chamber, thereby ensuring maximum specific thrust.

Идея непосредственного использования камерного тепла для получения турбогаза практически реализована в кислородно-водородном "безгазогенераторном" двигателе RL-10, разработанном в 60-х годах в США (его описание дано, например, в книге: Гахун Г.Г. (ред.). Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989 г., стр. 98). В этом двигателе весь расход водорода после выхода из насоса ТНА пропускается через рубашку, осуществляя надлежащее охлаждение камеры, где газифицируется и нагревается до температуры, обеспечивающей необходимую мощность силовой турбины ТНА, а с выхода из турбины поступает в камеру сгорания. The idea of using chamber heat directly to produce turbogas is practically realized in the RL-10 oxygen-gas "gasless" engine developed in the USA in the 60s (its description is given, for example, in the book: G. Gakhun (ed.). Design and engineering of liquid rocket engines, M., Mechanical Engineering, 1989, p. 98). In this engine, the entire hydrogen flow after leaving the TNA pump is passed through the jacket, properly cooling the chamber, where it is gasified and heated to a temperature that provides the required power to the TNA power turbine, and from the turbine exit it enters the combustion chamber.

Достоинством этой схемы является сравнительная простота, прежде всего определяемая отсутствием газогенератора. Однако в данном случае из-за высокого противодавления за турбиной в условиях ограниченной теплогенерационной способности камеры достижимый уровень давления в камере невысок и применимость схемы ограничивается лишь водородным горючим. The advantage of this scheme is its comparative simplicity, primarily determined by the absence of a gas generator. However, in this case, due to the high back pressure behind the turbine under conditions of limited heat-generating ability of the chamber, the achievable pressure level in the chamber is low and the applicability of the circuit is limited only by hydrogen fuel.

Более универсальный безгазогенераторный принцип построения схемы ЖРД В. П.Глушко на основе отдельного замкнутого контура привода ТНА конкретизирован в патенте США 1967 г. N 3516254 (кл. F 02 K 9/02). Это техническое решение принимаем за прототип изобретения. The more universal gas-free generator principle of constructing a liquid-propellant rocket engine circuit by V.P. Glushko on the basis of a separate closed loop of the TNA drive is specified in U.S. Patent 1967 N 3516254 (class F 02 K 9/02). This technical decision is taken as a prototype of the invention.

В этом случае, опять же на кислородно-водородном примере, введен автономный замкнутый аммиачный контур охлаждения камеры и привода силовой турбины с теплообменником-конденсатором на байпасе напорной ветви водородной магистрали и собственным циркуляционным насосом. Регулирование двигателя обеспечивается изменением расхода через упомянутый водородный байпас, а также байпасированием турбины (вопросы запуска двигателя не затронуты). In this case, again using an oxygen-hydrogen example, a self-contained closed ammonia circuit for cooling the chamber and driving a power turbine with a heat exchanger-condenser was introduced on the bypass of the pressure branch of the hydrogen line and its own circulation pump. Engine regulation is provided by changing the flow rate through the hydrogen bypass as well as bypassing the turbine (engine start-up issues are not addressed).

Конкретные расчеты показывают, что практическое воплощение описанной схемы осложняется трудностями энергетической увязки насосной и турбинной частей ТНА, опасностью замораживания конденсата в холодильнике, недостаточностью проработки вопросов регулирования. Specific calculations show that the practical implementation of the described scheme is complicated by the difficulties of energy linking of the pump and turbine parts of the ТНА, the danger of freezing condensate in the refrigerator, and the lack of elaboration of regulatory issues.

Решаемая изобретением задача - расширение функциональных возможностей безгазогенераторной схемы ЖРД с замкнутым или полузамкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата. The problem solved by the invention is the expansion of the functionality of a gas-free LPRE circuit with a closed or semi-closed loop of a turbine pump turbine drive.

Технический результат, который может быть получен:
- повышение агрегатов по теплонапряженности и прочностным нагрузкам;
- снижение стоимости ЖРД за счет использования менее дорогостоящих материалов.The technical result that can be obtained:
- increase in units of heat stress and strength loads;
- reducing the cost of rocket engines through the use of less expensive materials.

Сущность изобретения заключается в том, что в ЖРД на криогенных компонентах топлива, включающем камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и замкнутый контур привода турбины турбонасосного агрегата, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, теплообменник-конденсатор, установленный в выходной магистрали одного из насосов, который соединен со входом циркуляционного насоса, и регулирующий орган, установленный в этом контуре. В магистрали, соединяющей выход тракта регенеративного охлаждения камеры и вход турбины, установлен теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе, запитанном из выходных магистралей насосов горючего и окислителя, при этом выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя подключен к выходной магистрали насоса окислителя за местом отбора окислителя в газогенератор из выходной магистрали насоса, а между ними в этой магистрали установлено дросселирующее устройство. Теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали насоса окислителя, в качестве которого используется жидкий кислород. На трубопроводе питания газогенератора горючим установлен регулятор расхода. The essence of the invention lies in the fact that in the LRE on the cryogenic components of the fuel, including a chamber with a mixing head and a regenerative cooling path, a turbopump assembly with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the mixing head of the chamber, and a closed turbine drive circuit of the turbopump assembly, which includes a circulation pump connected in series, a regenerative cooling path of the chamber, a turbine, a heat exchanger-condenser installed in the output ma the line of one of the pumps, which is connected to the inlet of the circulation pump, and the regulatory body installed in this circuit. A heat exchanger-heater is installed in the line connecting the outlet of the regenerative cooling path of the chamber and the turbine inlet, the heat carrier of which is the gas received in the gas generator fed from the output lines of the fuel and oxidizer pumps, while the heat carrier exit from the heat exchanger-heater is connected to the output line of the oxidizer pump behind the place of selection of the oxidizer in the gas generator from the output line of the pump, and between them in this line installed a throttling device. The heat exchanger-condenser is installed on the output line of the oxidizer pump, which is used as liquid oxygen. A flow regulator is installed on the gas supply pipe of the gas generator.

Кроме того, на валу турбины установлены насосы горючего и окислителя и циркуляционный насос замкнутого контура, при этом в качестве рабочего тела турбины используется аммиак. In addition, fuel and oxidizer pumps and a closed loop circulation pump are installed on the turbine shaft, while ammonia is used as the working fluid of the turbine.

Причем теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали насоса окислителя после места ввода теплоносителя с выхода теплообменника-нагревателя, а на выходе из теплообменника-конденсатора установлен регулятор расхода. Moreover, the heat exchanger-condenser is installed on the output line of the oxidizer pump after the place of entry of the coolant from the outlet of the heat exchanger-heater, and a flow regulator is installed at the outlet of the heat exchanger-condenser.

К тому же между выходом и входом циркуляционного насоса замкнутого контура подключена байпасная магистраль, которая содержит пусковой насос и обратный клапан, а в выходной магистрали циркуляционного насоса, перед местом подсоединения байпасной магистрали, также установлен обратный клапан. Привод пускового насоса является автономным, соединен с насосом через разъемную муфту и расположен на наземном пусковом устройстве ракеты. In addition, a bypass line is connected between the output and input of the closed loop circulation pump, which contains a start pump and a check valve, and a check valve is also installed in the output line of the circulation pump, in front of the bypass connection. The start-up pump drive is self-contained, connected to the pump through a detachable sleeve, and is located on the ground rocket launcher.

Сущность изобретения заключается также в том, что в ЖРД на криогенных компонентах топлива, включающем камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и контур привода турбины турбонасосного агрегата, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, теплообменник-конденсатор, установленный в выходной магистрали одного из насосов, и который через замыкающий участок контура соединен со входом циркуляционного насоса, в трубопроводе, соединяющем выход тракта регенеративного охлаждения камеры и вход турбины, установлен теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе, запитанном из выходных магистралей насосов горючего и окислителя, причем теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали криогенного насоса жидкого кислорода, а в замыкающий участок контура входит насос горючего, являющийся одновременно и циркуляционным насосом, на выходе которого установлен управляемый делитель расхода, один из выходов которого соединен со смесительной головкой камеры, а другой - с трактом регенеративного охлаждения камеры, а магистраль питания газогенератора горючим содержит регулятор расхода, и между выходом насоса горючего и входом в тракт регенеративного охлаждения камеры установлена байпасная магистраль, содержащая пусковой насос, а на выходе управляемого делителя расхода, в сторону тракта регенеративного охлаждения камеры, установлен обратный клапан. The essence of the invention also lies in the fact that in a LRE on cryogenic fuel components, including a chamber with a mixing head and a regenerative cooling path, a turbopump assembly with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the chamber mixing head, and a turbine pump turbine drive circuit, in which includes a circulation pump connected in series with each other, a regenerative cooling path of the chamber, a turbine, a heat exchanger-condenser installed in the output master one of the pumps, and which is connected through the closing section of the circuit to the inlet of the circulation pump, a heat exchanger-heater is installed in the pipeline connecting the outlet of the regenerative cooling path of the chamber and the inlet of the turbine, the heat carrier of which is the gas received in the gas generator fed from the outlet lines of the fuel pumps and an oxidizer, moreover, the heat exchanger-condenser is installed on the output line of the cryogenic liquid oxygen pump, and the fuel pump enters the trailing section of the circuit, I at the same time use a circulation pump, at the output of which a controlled flow divider is installed, one of the outputs of which is connected to the mixing head of the chamber, and the other to the regenerative cooling path of the chamber, and the fuel supply line of the gas generator contains a flow regulator, and between the output of the fuel pump and the inlet a regenerative cooling chamber of the chamber is equipped with a bypass line containing a starting pump, and at the output of a controlled flow divider, towards the regenerative cooling path of the chamber, check valve installed.

Кроме того, в контуре рабочего тела турбины, в магистрали между выходом из теплообменника-конденсатора и входом в насос горючего, последовательно установлены регулятор расхода и обратный клапан. In addition, in the circuit of the working fluid of the turbine, in the line between the outlet from the heat exchanger-condenser and the inlet to the fuel pump, a flow regulator and a check valve are installed in series.

При этом рабочим телом турбины турбонасосного агрегата является горючее, отбираемое с выходной магистрали насоса горючего и подаваемое в тракт регенеративного охлаждения камеры. In this case, the working fluid of the turbine of the turbopump unit is fuel, taken from the output line of the fuel pump and supplied to the regenerative cooling path of the chamber.

Приводом пускового насоса является автономный привод, который соединен с указанным насосом через разъемную муфту. The start-up pump is driven by a stand-alone drive, which is connected to the specified pump through a detachable sleeve.

Изобретение описывается на примере его конкретного осуществления со ссылками на чертежи. The invention is described by the example of its specific implementation with reference to the drawings.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема ЖРД с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата. In FIG. 1 is a schematic diagram of a closed-circuit liquid propellant rocket engine turbine of a turbopump assembly.

На фиг. 2 представлена принципиальная схема ЖРД с полузамкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата. In FIG. 2 is a schematic diagram of a liquid-propellant rocket engine with a semi-closed loop of a turbine pump turbine drive.

ЖРД (фиг. 1) содержит камеру 1 со смесительной головкой 2 и трактом регенеративного охлаждения 3, турбонасосный агрегат 4 с насосами окислителя 5 и горючего 6. Выходные магистрали 7 и 8 насосов окислителя 5 и горючего 6 соединены со смесительной головкой 2. В схему ЖРД входит замкнутый контур 9 привода турбины 10 турбонасосного агрегата 4. В указанный контур входит последовательно соединенные между собой циркуляционный насос 11, обратный клапан 22, тракт регенеративного охлаждения 3, теплообменник-нагреватель 12, турбина 10, теплообменник-конденсатор 13, регулятор расхода 14, выход которого соединен со входом в циркуляционный насос 11. Циркуляционный насос 11 также установлен на валу турбины 10. К входной магистрали циркуляционного насоса 11 подключена емкость 15 с компонентом, питающая контур 9 привода турбины 10. The liquid propellant rocket engine (Fig. 1) contains a chamber 1 with a mixing head 2 and a regenerative cooling path 3, a turbopump unit 4 with oxidizer 5 and fuel 6 pumps. The output lines 7 and 8 of the oxidizer 5 and fuel 6 pumps are connected to the mixing head 2. Into the LPRE circuit includes a closed circuit 9 of the drive of the turbine 10 of the turbopump assembly 4. The specified circuit includes a circulation pump 11, a check valve 22, a regenerative cooling path 3, a heat exchanger-heater 12, a turbine 10, and a heat exchanger 13 connected in series , a flow regulator 14, the output of which is connected to the inlet to the circulation pump 11. The circulation pump 11 is also mounted on the shaft of the turbine 10. A container 15 with a component is connected to the input line of the circulation pump 11, which feeds the circuit 9 of the turbine drive 10.

Теплоносителем теплообменника-нагревателя 12 является окислительный газ (газ с избытком окислителя), получаемый в газогенераторе 16, запитанном из выходных магистралей насосов горючего 6 и окислителя 5. На магистрали питания газогенератора горючим установлен регулятор расхода 17. Выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя 12 подключен к выходной магистрали 7 насоса окислителя 5. В этой же магистрали насоса окислителя 5 установлено дросселирующее устройство 18. Это устройство может быть различной конструкции, в частности, оно может быть выполнено в виде дроссельной шайбы. Теплообменник-конденсатор 13 установлен на выходной магистрали 7 насоса окислителя 5 после места ввода теплоносителя с выхода теплообменника. The heat carrier of the heat exchanger-heater 12 is an oxidizing gas (gas with an excess of oxidizing agent) obtained in the gas generator 16, fed from the output lines of the fuel pumps 6 and the oxidizer 5. A flow regulator 17 is installed on the gas supply line of the gas generator, and the output of the heat carrier from the heat exchanger-heater 12 is connected to the output line 7 of the oxidizer pump 5. In the same line of the oxidizer pump 5, a throttling device 18 is installed. This device can be of various designs, in particular, it can be b made in the form of a throttle washer. The heat exchanger-condenser 13 is installed on the output line 7 of the oxidizer pump 5 after the place of entry of the coolant from the output of the heat exchanger.

Дроссельное устройство 18, установленное в магистрали насоса окислителя 5, необходимо для того, чтобы понизить давление окислителя в этой магистрали и обеспечить ввод горячего окислительного газа из теплообменника-нагревателя 12. Введение в схему газогенератора 16, питаемого от основных насосов горючего и окислителя, обеспечивает подогрев турбогаза в теплообменнике-нагревателе 12 и, соответственно, регулирование тяги двигателя, последующую газификацию кислорода в выходной магистрали насоса 5 до температуры не ниже 195 K, при которой не произойдет замерзание отработанного рабочего газа турбины (например, аммиака). The throttle device 18, installed in the oxidizer pump line 5, is necessary in order to reduce the oxidizer pressure in this line and to ensure the introduction of hot oxidizing gas from the heat exchanger-heater 12. The introduction of the gas generator 16, powered from the main fuel and oxidizer pumps, provides heating turbogas in the heat exchanger-heater 12 and, accordingly, regulation of engine thrust, subsequent gasification of oxygen in the output line of pump 5 to a temperature not lower than 195 K, at which freezing of the exhaust gas from the turbine (e.g. ammonia) will take place.

Для запуска ЖРД в схеме двигателя предусмотрена байпасная магистраль 19, подключенная между входом и выходом циркуляционного насоса 11. В эту магистраль входит пусковой насос 20 и обратный клапан 21. В выходной магистрали циркуляционного насоса 11, перед местом подсоединения байпасной магистрали, установлен обратный клапан 22. Привод пускового насоса 20 является автономным и соединен с ним через разъемную муфту (не показано), срабатывающую после достижения определенного режима. В качестве привода пускового насоса может быть использована, например, турбина с пиро- или пневмоприводом. To start the rocket engine in the engine circuit, a bypass line 19 is connected between the input and output of the circulation pump 11. This line includes a start pump 20 and a check valve 21. In the output line of the circulation pump 11, a check valve 22 is installed in front of the bypass line connection. The drive of the start-up pump 20 is autonomous and connected to it through a detachable sleeve (not shown), which is activated after reaching a certain mode. As a start-up pump drive, for example, a pyro- or pneumatic-driven turbine can be used.

В альтернативном варианте подобный пусковой насос 23 устанавливается в жидкостной ветви замкнутого контура между теплообменником-конденсатором 13 и циркуляционным насосом 11. Этот пусковой насос вместе с приводом может быть размещен на пусковом устройстве ракеты. Alternatively, such a start-up pump 23 is installed in the liquid branch of a closed circuit between the heat exchanger-condenser 13 and the circulation pump 11. This start-up pump together with the drive can be placed on the rocket-launcher.

Описанная выше схема двигателя с независимым замкнутым контуром привода турбины предпочтительна для пары жидкий кислород - керосин. В этом случае для заполнения рабочего контура могут быть использованы такие рабочие тела, например, как вода, метан, аммиак. Хотя недостатком воды является опасность ее замерзания в теплообменнике-конденсаторе, а мощность нагнетания метана из-за его малой плотности относительно велика. Таким образом, по совокупности свойств наиболее практичным оказывается аммиак. The engine circuit described above with an independent closed loop turbine drive is preferred for a liquid oxygen-kerosene pair. In this case, such working fluids as, for example, water, methane, ammonia can be used to fill the working circuit. Although the disadvantage of water is the danger of its freezing in the heat exchanger-condenser, and the methane injection capacity is relatively high due to its low density. Thus, in terms of the combination of properties, ammonia is the most practical.

Эффективность этой схемы определяется возможностью одновременного выполнения нескольких условий:
- достаточностью тепловой энергии, получаемой в тракте регенеративного охлаждения 3 камеры 1 для привода турбины 10 (с учетом мощности циркуляционного насоса 11);
- исключением опасности замерзания отработанного турбогаза в теплообменнике-конденсаторе 13;
- достаточностью тепловой энергии отработанного турбогаза в конденсаторе для газификации кислорода.The effectiveness of this scheme is determined by the ability to simultaneously fulfill several conditions:
- the sufficiency of thermal energy received in the regenerative cooling path 3 of the chamber 1 for driving the turbine 10 (taking into account the power of the circulation pump 11);
- eliminating the danger of freezing of spent turbogas in the heat exchanger-condenser 13;
- the sufficiency of the thermal energy of the spent turbogas in the condenser for oxygen gasification.

Схема ЖРД, представленная на фиг. 2, может быть реализована в том случае, когда горючее по своим теплофизическим свойствам не только может быть использовано как охладитель камеры, но и превращено в турбогаз требуемой энергетической эффективности и в дальнейшем сконденсировано с помощью окислителя. Таким горючим может служить метан. The LRE diagram shown in FIG. 2, can be realized when the fuel, by its thermophysical properties, can not only be used as a chamber cooler, but also converted into a turbogas of the required energy efficiency and subsequently condensed with an oxidizing agent. Such fuel can be methane.

ЖРД (фиг. 2) содержит камеру 24 со смесительной головкой 25 и тракт регенеративного охлаждения 26, турбонасосный агрегат 27 с насосом окислителя 28 и горючего 29. Выходная магистраль 30 насоса окислителя 28 подключена к смесительной головке 25 камеры 24, а выходная магистраль 31 насоса горючего 29 подключена к смесительной головке 25 через управляемый делитель расхода 32. The liquid propellant rocket engine (Fig. 2) contains a chamber 24 with a mixing head 25 and a regenerative cooling path 26, a turbopump unit 27 with an oxidizer pump 28 and fuel 29. The output line 30 of the oxidizer pump 28 is connected to the mixing head 25 of the chamber 24, and the output line 31 of the fuel pump 29 is connected to the mixing head 25 through a controllable flow divider 32.

В схему ЖРД входит полузамкнутый контур 33 привода турбины 34 турбонасосного агрегата 27. В указанный контур входят насос горючего 29, являющийся одновременно и циркуляционным насосом этого контура. Выходная магистраль 31 этого насоса соединена с управляемым делителем расхода 32 со смесительной головкой 25 и через обратный клапан 35 - трактом регенеративного охлаждения 26 камеры 24. Выход указанного тракта соединен с теплообменником-нагревателем 36 и далее с турбиной 34, которая далее по потоку соединена с теплообменником-конденсатором 37. Выход из теплообменника-конденсатора соединен со входом в насос горючего 29 через регулятор расхода 38 и обратный клапан 39. Таким образом регулятор расхода 38, обратный клапан 39, насос горючего 29 (циркуляционный насос контура), управляемый делитель расхода 32 и обратный клапан 35 образуют замыкающий участок контура привода турбины 34. The LRE circuit includes a semi-closed circuit 33 of the drive of the turbine 34 of the turbopump unit 27. The specified circuit includes a fuel pump 29, which is also a circulation pump of this circuit. The output line 31 of this pump is connected to a controlled flow divider 32 with a mixing head 25 and through a non-return valve 35 to a regenerative cooling path 26 of the chamber 24. The output of this path is connected to a heat exchanger-heater 36 and then to a turbine 34, which is downstream connected to the heat exchanger -condenser 37. The output from the heat exchanger-condenser is connected to the inlet to the fuel pump 29 through the flow regulator 38 and the check valve 39. Thus, the flow control 38, check valve 39, the fuel pump 29 (circulation first circuit pump) controlled by the flow divider 32 and the check valve 35 constitute the locking portion 34 of the drive circuit of the turbine.

Теплоносителем теплообменника-нагревателя 36 является окислительный газ (газ с избытком окислителя), получаемый в газогенераторе 40, запитанном из выходных магистралей 30 и 31 насосов горючего 29 и окислителя 28. В магистрали питания газогенератора горючим 41 установлен регулятор соотношения компонентов 42. Выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя 36 соединен с выходной магистралью 30 насоса окислителя. Теплообменник-конденсатор 37 установлен на выходной магистрали 30 насоса окислителя между местом отбора окислителя в магистраль питания 43 газогенератора 40 и местом ввода теплоносителя с выхода из теплообменника-нагревателя в выходную магистраль насоса-окислителя 28. The heat carrier of the heat exchanger-heater 36 is an oxidizing gas (gas with an excess of oxidizing agent) obtained in the gas generator 40, fed from the output lines 30 and 31 of the fuel pumps 29 and the oxidizing agent 28. The ratio of components 42 is installed in the gas supply line of the gas generator 41. The heat carrier exit from the heat exchanger the heater 36 is connected to the output line 30 of the oxidizer pump. The heat exchanger-condenser 37 is installed on the output line 30 of the oxidizer pump between the place of selection of the oxidizer in the supply line 43 of the gas generator 40 and the place of entry of the coolant from the outlet of the heat exchanger-heater to the output line of the oxidizer pump 28.

Для запуска ЖРД в этой схеме двигателя предусмотрен пусковой насос 44, вход которого соединен с выходом насоса горючего 29, а выход соединен с входом тракта регенеративного охлаждения 26. Привод пускового насоса является автономным и соединен с ним через разъемную муфту, срабатывающую после достижения определенного режима. To start the LRE in this engine circuit, a start pump 44 is provided, the input of which is connected to the output of the fuel pump 29, and the output is connected to the input of the regenerative cooling path 26. The start pump drive is autonomous and connected to it through a detachable clutch that operates after reaching a certain mode.

Работа двигателя
Запуск двигателя, заполненного по схемам (фиг. 1 и 2), начинается с открытия пускоотсечных клапанов, установленных во входных магистралях насосов горючего 5 (28) и окислителя 6 (29) (не показаны) и поступления компонентов в камеру 1 (24) самотеком (под давлением наддува баков) с их последующим воспламенением (не показано).Engine operation
Starting the engine, filled according to the schemes (Figs. 1 and 2), begins with the opening of the shut-off valves installed in the inlet lines of the fuel pumps 5 (28) and oxidizer 6 (29) (not shown) and the components flow into the chamber 1 (24) by gravity (pressurized tanks) with their subsequent ignition (not shown).

Для обеспечения циркуляции охладителя (компонента контура привода турбины турбонасосного агрегата) камеры как с целью надежного теплоотвода, так и для получения турбогаза на начальной стадии запуска двигателя для постепенной раскрутки турбонасосного агрегата 4 (27), приводят во вращение пусковой насос 20 (44) с помощью привода (не показан). В качестве привода пускового насоса используется турбина с пиро- или пневмоприводом (не показана). При этом обратный клапан 21 открывается, а обратный клапан 22 закрывается (фиг. 1). Обратный клапан 35 закрывается, а обратный клапан 39 открывается (фиг. 2). Одновременно компоненты топлива из насосов 5 и 6 (28 и 29) поступают в газогенератор 16 (40), где они воспламеняются. Газ с выхода из газогенератора 16 (40) поступает в теплообменник-нагреватель 22 (36). Рабочее тело замкнутого контура 9 (33), проходя по тракту регенеративного охлаждения 3 (26) камеры газифицируется, приобретая при этом достаточно высокую тепловую энергию, а затем поступает в теплообменник-нагреватель 12 (36), в котором газообразное рабочее тело турбины приобретает дополнительную тепловую энергию. После чего оно поступает на вход турбины 10 (34) привода ТНА 4 (27). Регулирование тепловой энергии газообразного тела турбины осуществляется с помощью регулятора соотношения компонентов 16 (42). Отработанное после турбины 10 рабочее тело через регулятор расхода 14 поступает в теплообменник-конденсатор 13, где он конденсируется, а затем поступает на вход циркуляционного насоса. To ensure the circulation of the cooler (a component of the drive circuit of the turbopump assembly), the chambers, both for the purpose of reliable heat dissipation and for obtaining turbogas at the initial stage of engine start-up, for the gradual unwinding of the turbopump unit 4 (27), rotate the starting pump 20 (44) using drive (not shown). A turbine with a pyro- or pneumatic drive (not shown) is used as a start-up pump drive. In this case, the check valve 21 opens, and the check valve 22 closes (Fig. 1). The non-return valve 35 closes, and the non-return valve 39 opens (Fig. 2). At the same time, the fuel components from the pumps 5 and 6 (28 and 29) enter the gas generator 16 (40), where they are ignited. Gas from the outlet of the gas generator 16 (40) enters the heat exchanger-heater 22 (36). The working fluid of the closed loop 9 (33), passing through the regenerative cooling path 3 (26) of the chamber, is gasified, acquiring a sufficiently high thermal energy, and then enters the heat exchanger-heater 12 (36), in which the gaseous working fluid of the turbine acquires additional thermal energy. Then it enters the input of the turbine 10 (34) drive TNA 4 (27). The regulation of the thermal energy of the gaseous body of the turbine is carried out using the component ratio regulator 16 (42). Spent after the turbine 10, the working fluid through the flow regulator 14 enters the heat exchanger-condenser 13, where it condenses, and then enters the inlet of the circulation pump.

В течение этого времени работы двигателя происходит постепенное раскручивание турбины. По мере роста оборотов (давления) за насосами окислителя и горючего происходит отключение пускового насоса 20 (44), закрытие обратных клапанов 21 и открытие обратных клапанов 22 (35). Отключение пускового насоса осуществляется через разъемную муфту. При этом контур привода турбины ТНА начинает работать от циркуляционного насоса 11 (фиг. 1) и насос горючего 29 (фиг. 2). During this time of engine operation, the turbine gradually unwinds. As the revolutions (pressure) increase behind the oxidizer and fuel pumps, the start-up pump 20 (44) is turned off, the check valves 21 are closed and the check valves 22 (35) open. The starter pump is switched off via a detachable coupling. In this case, the drive circuit of the turbine TNA begins to work from the circulation pump 11 (Fig. 1) and the fuel pump 29 (Fig. 2).

Регулирование тяги двигателя на номинальном режиме обеспечивается управлением расходом горючего с помощью регулятора соотношения компонентов 16 (42) - изменением температуры турбогаза. Regulation of engine thrust in nominal mode is ensured by fuel consumption control using the component ratio regulator 16 (42) - a change in turbogas temperature.

Управляя регулятором расхода 14 (38) в жидкостной магистрали контура привода турбины ТНА, можно также регулировать тягу двигателя. By controlling the flow regulator 14 (38) in the liquid line of the TNA turbine drive circuit, it is also possible to regulate engine thrust.

Промышленная применяемость
Изобретение предназначено для использования в ракетной технике для ЖРД на криогенных компонентах топлива и имеющих контур привода турбины ТНА. В настоящее время ведутся проектные работы по созданию ЖРД, использующего такие компоненты топлива, как керосин и жидкий кислород.Industrial applicability
The invention is intended for use in rocket technology for liquid propellant rocket engines on cryogenic fuel components and having a TNA turbine drive circuit. Currently, design work is underway to create a liquid propellant rocket engine using fuel components such as kerosene and liquid oxygen.

Claims (14)

1. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) на криогенном топливе с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата, включающий камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и замкнутый контур привода турбины турбонасосного агрегата, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, теплообменник-конденсатор, установленный в выходной магистрали одного из насосов, который соединен со входом циркуляционного насоса, и регулирующий орган, установленный в этом контуре, отличающийся тем, что в магистрали, соединяющей выход тракта регенеративного охлаждения камеры и вход турбины, установлен теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе, запитанном из выходных магистралей насосов горючего и окислителя, при этом выход теплоносителя из теплообменника-нагревателя подключен к выходной магистрали насоса окислителя за местом отбора окислителя в газогенератор из выходной магистрали насоса, а между ними в этой магистрали установлено дросселирующее устройство, причем теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали насоса окислителя, в качестве которого используется жидкий кислород, а на трубопроводе питания газогенератора горючим установлен регулятор расхода. 1. A liquid cryogenic rocket engine (LRE) with a closed turbine drive of a turbopump assembly, including a chamber with a mixing head and a regenerative cooling path, a turbopump assembly with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the mixing head of the chamber, and a closed drive circuit turbines of a turbopump unit, which includes a circulation pump connected in series with each other, a regenerative cooling chamber path, a turbine, a heat exchanger a denser installed in the output line of one of the pumps, which is connected to the inlet of the circulation pump, and a regulator installed in this circuit, characterized in that a heat exchanger-heater is installed in the line connecting the output of the regenerative cooling path of the chamber and the turbine input is the gas obtained in the gas generator, fed from the output lines of the fuel and oxidizer pumps, while the output of the coolant from the heat exchanger-heater is connected to the output master if the oxidizer pump is located downstream of the oxidizer to the gas generator from the pump output line, and a throttling device is installed between them in this line, the heat exchanger-condenser is installed on the output line of the oxidizer pump, which uses liquid oxygen, and a regulator is installed on the gas generator supply pipe expense. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что на валу турбины установлены насосы горючего и окислителя и циркуляционный насос замкнутого контура. 2. The engine according to claim 1, characterized in that fuel and oxidizer pumps and a closed loop circulation pump are installed on the turbine shaft. 3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела турбины используется аммиак. 3. The engine according to claim 1, characterized in that ammonia is used as the working fluid of the turbine. 4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что на выходе из теплообменника-конденсатора установлен регулятор расхода. 4. The engine according to claim 1, characterized in that at the outlet of the heat exchanger-condenser, a flow regulator is installed. 5. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали насоса окислителя после места ввода теплоносителя с выхода теплообменника. 5. The engine according to claim 1, characterized in that the heat exchanger-condenser is installed on the output line of the oxidizer pump after the place of entry of the coolant from the output of the heat exchanger. 6. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что между выходом и входом циркуляционного насоса замкнутого контура подключена байпасная магистраль, которая содержит пусковой насос и обратный клапан, а в выходной магистрали циркуляционного насоса перед местом подсоединения байпасной магистрали установлен обратный клапан. 6. The motor according to claim 1, characterized in that a bypass line is connected between the output and input of the closed loop circulation pump, which contains a start pump and a check valve, and a check valve is installed in the output line of the circulation pump in front of the bypass connection. 7. Двигатель по п.6, отличающийся тем, что привод пускового насоса является автономным и соединен с насосом через разъемную муфту. 7. The engine according to claim 6, characterized in that the start-up pump drive is autonomous and connected to the pump through a detachable coupling. 8. Двигатель по п.7, отличающийся тем, что привод пускового насоса является автономным и расположен на наземной стартовой площадке ракеты. 8. The engine according to claim 7, characterized in that the trigger pump drive is autonomous and is located on the ground launch pad of the rocket. 9. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) на криогенном топливе с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата, включающий камеру со смесительной головкой и трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и контур привода турбины турбонасосного агрегата, в который входят последовательно соединенные между собой циркуляционный насос, тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, теплообменник-конденсатор, установленный в выходной магистрали одного из насосов, и который через замыкающий участок контура соединен со входом циркуляционного насоса, отличающийся тем, что в трубопроводе, соединяющем выход тракта регенеративного охлаждения камеры и вход турбины, установлен теплообменник-нагреватель, теплоносителем которого является газ, получаемый в газогенераторе, запитанном из выходных магистралей насосов горючего и окислителя, причем теплообменник-конденсатор установлен на выходной магистрали криогенного насоса жидкого кислорода, а в замыкающий участок контура входит насос горючего, являющийся одновременно и циркуляционным насосом, на выходе которого установлен управляемый делитель расхода, один из выходов которого соединен со смесительной головкой камеры, а другой - с трактом регенеративного охлаждения камеры, а магистраль питания газогенератора горючим содержит регулятор расхода. 9. A liquid cryogenic rocket engine (LRE) with a closed turbine drive of a turbopump assembly, including a chamber with a mixing head and a regenerative cooling path, a turbopump assembly with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the mixing head of the chamber, and the turbine drive circuit a turbopump unit, which includes a circulation pump connected in series, a regenerative cooling path of the chamber, a turbine, a heat exchanger-condenser, installed in the output line of one of the pumps, and which is connected through the closing section of the circuit to the inlet of the circulation pump, characterized in that a heat exchanger-heater is installed in the pipeline connecting the outlet of the regenerative cooling path of the chamber and the inlet of the turbine, the heat carrier of which is the gas produced in the gas generator fed from the output lines of the fuel and oxidizer pumps, and the heat exchanger-condenser is installed on the output line of the cryogenic pump of liquid oxygen, and ykayuschy circuit portion includes a fuel pump, which is both a circulation pump, the outlet of which is mounted controllable flow divider, one output of which is connected to the mixing head chamber, and the other - with a chamber regenerative cooling path and the fuel supply line of the gas generator comprises a flow regulator. 10. Двигатель по п.9, отличающийся тем, что между выходом насоса горючего и входом в тракт регенеративного охлаждения камеры установлена байпасная магистраль, содержащая пусковой насос, и на выходе управляемого делителя расхода, в сторону тракта регенеративного охлаждения камеры, установлен обратный клапан. 10. The engine according to claim 9, characterized in that between the output of the fuel pump and the entrance to the regenerative cooling path of the chamber, a bypass line is installed containing a starting pump, and a check valve is installed at the output of the controlled flow divider, towards the regenerative cooling path of the chamber. 11. Двигатель по п.9, отличающийся тем, что в контуре рабочего тела турбины в магистрали между выходом из теплообменника-конденсатора и входом в насос горючего последовательно установлены регулятор расхода и обратный клапан. 11. The engine according to claim 9, characterized in that in the circuit of the turbine working fluid in the line between the outlet of the heat exchanger-condenser and the inlet of the fuel pump, a flow regulator and a check valve are installed in series. 12. Двигатель по п.9, отличающийся тем, что рабочим телом турбины турбонасосного агрегата является горючее, отбираемое с выходной магистрали насоса горючего и подаваемое в тракт регенеративного охлаждения камеры. 12. The engine according to claim 9, characterized in that the working fluid of the turbine of the turbopump unit is fuel, taken from the output line of the fuel pump and supplied to the regenerative cooling path of the chamber. 13. Двигатель по п. 12, отличающийся тем, что в качестве горючего используется жидкий метан. 13. The engine according to p. 12, characterized in that liquid methane is used as fuel. 14. Двигатель по п.11, отличающийся тем, что приводом пускового насоса является автономный привод, который соединен с указанным насосом через разъемную муфту. 14. The engine according to claim 11, characterized in that the start-up pump drive is a stand-alone drive, which is connected to the specified pump through a detachable coupling.
RU99118107A 1999-08-18 1999-08-18 Liquid cryogenic propellant rocket engine with closed loop of turbine drive of turbopump unit (versions) RU2155273C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU99118107A RU2155273C1 (en) 1999-08-18 1999-08-18 Liquid cryogenic propellant rocket engine with closed loop of turbine drive of turbopump unit (versions)
PCT/RU2000/000219 WO2001012971A1 (en) 1999-08-18 2000-06-06 Liquid propellant rocket engine (lpre) using liquid propellant with closed circuit drive of turbopump apparatus

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU99118107A RU2155273C1 (en) 1999-08-18 1999-08-18 Liquid cryogenic propellant rocket engine with closed loop of turbine drive of turbopump unit (versions)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2155273C1 true RU2155273C1 (en) 2000-08-27

Family

ID=20224126

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU99118107A RU2155273C1 (en) 1999-08-18 1999-08-18 Liquid cryogenic propellant rocket engine with closed loop of turbine drive of turbopump unit (versions)

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2155273C1 (en)
WO (1) WO2001012971A1 (en)

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2477445C1 (en) * 2012-02-09 2013-03-10 Николай Борисович Болотин Antiaircraft missile
RU2477446C1 (en) * 2012-02-06 2013-03-10 Марина Леонардовна Нефедова Antiaircraft missile
RU2480608C2 (en) * 2007-10-08 2013-04-27 Астриум Сас Device and method for motorisation of rocket engine pump by means of inertia wheel
RU2484285C1 (en) * 2011-12-29 2013-06-10 Николай Борисович Болотин Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine
RU2484286C1 (en) * 2011-12-07 2013-06-10 Николай Борисович Болотин Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine
RU2488710C1 (en) * 2012-04-18 2013-07-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Dual-flow turbojet engine
RU2531833C1 (en) * 2013-07-17 2014-10-27 Николай Борисович Болотин Liquid propellant rocket engine
RU2551712C1 (en) * 2014-03-25 2015-05-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid propellant rocket engine
RU2555422C1 (en) * 2014-01-09 2015-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" Liquid propellant rocket engine
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
RU2642938C2 (en) * 2012-11-30 2018-01-29 Снекма Rocket engine assembly
RU2643282C2 (en) * 2015-03-17 2018-01-31 Николай Михайлович Пикулев Rocket engine
CN111535939A (en) * 2019-12-12 2020-08-14 西北工业大学 Fuel injection system and method suitable for regenerative cooling detonation combustion chamber
CN113958425A (en) * 2021-12-20 2022-01-21 西安航天动力研究所 Open-cycle liquid oxygen kerosene engine system and use method thereof
CN115325732A (en) * 2022-06-23 2022-11-11 北京航天试验技术研究所 Skid-mounted device and method for synchronously supercooling liquid oxygen and methane

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1626082B1 (en) * 1967-07-26 1970-06-25 Erno Raumfahrttechnik Gmbh ROCKET ENGINE FOR LIQUID FUEL
US3516254A (en) * 1967-09-11 1970-06-23 United Aircraft Corp Closed-loop rocket propellant cycle
DE3506826A1 (en) * 1985-02-27 1986-08-28 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Method for the operation of a liquid-fuelled rocket engine and rocket engine for implementing the method
US4771600A (en) * 1986-10-20 1988-09-20 United Technologies Corporation Tripropellant rocket engine
RU2065985C1 (en) * 1994-08-03 1996-08-27 КБ химавтоматики г.Воронеж Three-component liquid-fuel rocket engine
RU2095607C1 (en) * 1995-07-19 1997-11-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Cryogenic propellant rocket engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ГАХУН Г.Г. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.98. *

Cited By (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2480608C2 (en) * 2007-10-08 2013-04-27 Астриум Сас Device and method for motorisation of rocket engine pump by means of inertia wheel
RU2603303C2 (en) * 2011-10-11 2016-11-27 Снекма Jet propulsion device and fuel supply method
RU2484286C1 (en) * 2011-12-07 2013-06-10 Николай Борисович Болотин Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine
RU2607910C2 (en) * 2011-12-14 2017-01-11 Снекма Device to create excess pressure and corresponding method
RU2484285C1 (en) * 2011-12-29 2013-06-10 Николай Борисович Болотин Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine
RU2477446C1 (en) * 2012-02-06 2013-03-10 Марина Леонардовна Нефедова Antiaircraft missile
RU2477445C1 (en) * 2012-02-09 2013-03-10 Николай Борисович Болотин Antiaircraft missile
RU2488710C1 (en) * 2012-04-18 2013-07-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Dual-flow turbojet engine
RU2642938C2 (en) * 2012-11-30 2018-01-29 Снекма Rocket engine assembly
RU2531833C1 (en) * 2013-07-17 2014-10-27 Николай Борисович Болотин Liquid propellant rocket engine
RU2555422C1 (en) * 2014-01-09 2015-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" Liquid propellant rocket engine
RU2551712C1 (en) * 2014-03-25 2015-05-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid propellant rocket engine
RU2643282C2 (en) * 2015-03-17 2018-01-31 Николай Михайлович Пикулев Rocket engine
CN111535939A (en) * 2019-12-12 2020-08-14 西北工业大学 Fuel injection system and method suitable for regenerative cooling detonation combustion chamber
CN111535939B (en) * 2019-12-12 2022-05-27 西北工业大学 Fuel injection system suitable for regenerative cooling detonation combustion chamber
CN113958425A (en) * 2021-12-20 2022-01-21 西安航天动力研究所 Open-cycle liquid oxygen kerosene engine system and use method thereof
CN115325732A (en) * 2022-06-23 2022-11-11 北京航天试验技术研究所 Skid-mounted device and method for synchronously supercooling liquid oxygen and methane
CN115325732B (en) * 2022-06-23 2023-05-26 北京航天试验技术研究所 Skid-mounted device and method for synchronous supercooling of liquid oxygen and methane

Also Published As

Publication number Publication date
WO2001012971A1 (en) 2001-02-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2155273C1 (en) Liquid cryogenic propellant rocket engine with closed loop of turbine drive of turbopump unit (versions)
EP3447274B1 (en) Electric power-assisted liquid-propellant rocket propulsion system
US7784269B1 (en) System and method for cooling rocket engines
US7784268B1 (en) Partial superheat cycle for operating a pump in a rocket system
US5572864A (en) Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine
US8381508B2 (en) Closed-cycle rocket engine assemblies and methods of operating such rocket engine assemblies
US20150345339A1 (en) Supercritical Working Fluid Circuit with a Turbo Pump and a Start Pump in Series Configuration
JPH0532579B2 (en)
US20140096521A1 (en) Driven Starter Pump and Start Sequence
RU2477382C2 (en) Device and method for driving rocket engine pump by internal combustion engine
US8572948B1 (en) Rocket engine propulsion system
JP6506282B2 (en) Device for pressurizing a propellant tank of a rocket engine
US5444973A (en) Pressure-fed rocket booster system
US5267437A (en) Dual mode rocket engine
RU2657056C2 (en) Device for pressurising propellant reservoir of rocket engine
US5117635A (en) High power density propulsion/power system for underwater applications
US20150143797A1 (en) Turbopump
US7637232B2 (en) Flameless boiler
US5873241A (en) Rocket engine auxiliary power system
RU2095607C1 (en) Cryogenic propellant rocket engine
RU2065985C1 (en) Three-component liquid-fuel rocket engine
RU2233990C2 (en) Oxygen-kerosene liquid-propellant rocket engine with heat module, heat module and method of production of sootless gas in heat module
RU2190114C2 (en) Liquid-propellant engine working on cryogenic components of propellant with closed loop of drive of turbine of turbo-pump unit
RU2197628C2 (en) Method of operation of liquid-propellant rocket engine with turbopump delivery of cryogenic propellant on basis of oxygen oxidizer and hydrocarbon fuel and liquid- propellant rocket engine implementing said method
RU2148181C1 (en) Liquid-propellant rocket power plant

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180819