RU2241847C2 - Liquid-propellant rocket engine fuel line - Google Patents
Liquid-propellant rocket engine fuel line Download PDFInfo
- Publication number
- RU2241847C2 RU2241847C2 RU2002104681/06A RU2002104681A RU2241847C2 RU 2241847 C2 RU2241847 C2 RU 2241847C2 RU 2002104681/06 A RU2002104681/06 A RU 2002104681/06A RU 2002104681 A RU2002104681 A RU 2002104681A RU 2241847 C2 RU2241847 C2 RU 2241847C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel line
- ejector
- cooling jacket
- fuel
- valve
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к топливным магистралям жидкостных ракетных двигателей.The invention relates to the field of rocket technology, and more particularly to fuel lines of liquid rocket engines.
Предшествующий уровень техники.The prior art.
Известен жидкостный ракетный двигатель РД-119 конструкции ГДЛ-ОКБ, содержащий топливную магистраль, в частности, горючего (энциклопедия "Космонавтика" под ред. В.П.Глушко, М., 1985, стр.329, 330, статья "РД-119"). Эта магистраль включает центробежный насос горючего, камеру с трактом рубашки охлаждения, агрегаты автоматики: редуктор давления горючего и клапаны горючего, пускоотсечной и отсечной. Это устройство принимаем за аналог изобретения. Такая топливная магистраль применима в основном для жидкостных ракетных двигателей высотных ступеней, в том числе на двигателях большой тяги даже при сложной конфигурации магистрали.Known liquid rocket engine RD-119 design GDL-OKB, containing the fuel line, in particular fuel (encyclopedia "Cosmonautics" edited by V.P. Glushko, M., 1985, p. 339, 330, article "RD-119 "). This line includes a centrifugal fuel pump, a chamber with a cooling jacket tract, automation units: fuel pressure reducer and fuel valves, start-up and shut-off valves. This device is taken as an analogue of the invention. Such a fuel line is mainly applicable to high-level liquid-propellant rocket engines, including high-thrust engines, even with a complex line configuration.
Недостаток аналога в том, что для соответствующих бустерных жидкостных ракетных двигателей сложно обеспечить надежное заполнение такой магистрали перед запуском двигателя.The disadvantage of the analogue is that for the corresponding liquid booster rocket engines it is difficult to ensure reliable filling of such a line before starting the engine.
Известен жидкостный ракетный двигатель J-2 (США), разработанный фирмой “Рокетдайн” для второй и третьей ступеней ракеты-носителя “Сатурн-5”. В этом двигателе топливная магистраль горючего содержит центробежный насос горючего, клапаны горючего с пневматическими приводами, выход газообразного горючего для наддува бака с горючим, а также дренажные клапаны, которые закрываются после захолаживания и заливки насосов и трубопроводов (см. Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. “Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей”, М., 1989 г., стр.90, рис.5.5 и стр.91).Known liquid rocket engine J-2 (USA), developed by the company "Rocketdane" for the second and third stages of the launch vehicle "Saturn-5". In this engine, the fuel fuel line contains a centrifugal fuel pump, fuel valves with pneumatic actuators, a gaseous fuel outlet for pressurizing the fuel tank, and drain valves that close after cooling and filling pumps and pipelines (see G.G. Gakhun, V .I. Baulin, V.A. Volodin et al. “Design and Design of Liquid Rocket Engines”, Moscow, 1989, p. 90, fig. 5.5 and p. 91).
Недостаток этого аналога заключается в необходимости предварительной раскрутки турбины, осуществляемой сжатым гелием из баллона. Кроме того, топливные магистрали этого двигателя проблематично использовать для бустерных двигателей ракеты.The disadvantage of this analogue is the need for preliminary promotion of the turbine, carried out by compressed helium from a cylinder. In addition, the fuel lines of this engine are problematic to use for booster rocket engines.
Известен жидкостный ракетный двигатель РД-107 конструкции ГДЛ-ОКБ, содержащий топливную магистраль горючего (см. авторы Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. “Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей”, М., 1989, стр.80, 81). В этом двигателе компоненты топлива из ракетных баков через входные клапаны поступают в насосы. Двигатель имеет также главные клапаны горючего и окислителя. Таким образом, магистраль горючего включает центробежный насос, установленный во входной части магистрали, четыре камеры с трактами рубашек охлаждения, входной клапан горючего и главный клапан горючего. Это устройство принимаем также в качестве аналога изобретения.Known liquid rocket engine RD-107 design GDL-OKB, containing the fuel line of fuel (see authors G. G. Gakhun, V. I. Baulin, V. A. Volodin and others. “Design and construction of liquid rocket engines”, M ., 1989, p. 80, 81). In this engine, fuel components from rocket tanks enter the pumps through inlet valves. The engine also has main fuel and oxidizer valves. Thus, the fuel line includes a centrifugal pump installed in the inlet of the line, four chambers with tracts of cooling jackets, the inlet valve of the fuel, and the main valve of the fuel. This device is also accepted as an analogue of the invention.
Недостаток аналога заключается в необходимости обеспечить незначительную протяженность магистрали горючего и простоту ее конфигурации, исключающую мешки и непроточные полости, при наличии которых в процессе заполнения горючим в магистрали могут образовываться газовые пузыри. Это является нежелательным особенно для бустерных двигателей больших тяг.The disadvantage of the analogue is the need to ensure an insignificant length of the fuel line and the simplicity of its configuration, excluding bags and leaking cavities, in the presence of which gas bubbles can form in the line during the filling of fuel. This is undesirable especially for heavy-duty booster engines.
Известен жидкостный ракетный двигатель. РД-253 конструкции ГДЛ-ОКБ. Этот двигатель также содержит топливные магистрали (см. авторы Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. “Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей”, М., 1989, стр.92). В этом двигателе магистраль горючего включает два клапана, один из которых установлен на входе в магистраль перед насосом, а второй клапан установлен в выходной части магистрали перед трактом рубашки охлаждения камеры. Насос горючего двухступенчатый. На выходе из каждой ступени установлены агрегаты автоматики, включающие как агрегаты регулирования, так и клапаны. Таким образом магистраль горючего этого двигателя содержит последовательно расположенные в ней пироклапан, центробежный насос первой ступени, регулятор, отсечной пироклапан горючего камеры, тракт рубашки охлаждения камеры. Эту магистраль горючего принимаем в качестве прототипа предлагаемого изобретения.Known liquid rocket engine. RD-253 design GDL-OKB. This engine also contains fuel lines (see authors G. G. Gakhun, V. I. Baulin, V. A. Volodin and others. “Design and design of liquid rocket engines”, M., 1989, p. 92). In this engine, the fuel line includes two valves, one of which is installed at the inlet to the line in front of the pump, and the second valve is installed in the outlet of the line in front of the chamber cooling jacket path. The fuel pump is two-stage. At the exit from each stage, automation units are installed, including both control units and valves. Thus, the fuel line of this engine contains a pyro valve sequentially located in it, a centrifugal pump of the first stage, a regulator, a shut-off pyro valve of the fuel chamber, and a chamber cooling jacket path. This fuel line is taken as a prototype of the invention.
Недостаток прототипа в том, что в нем необходимо обеспечивать, по возможности, наименьшую протяженность магистрали горючего и простоту ее конфигурации, исключающую мешки и непроточные полости, которые могут приводить к образованию газовых пузырей в магистрали. Наличие пузырей может неблагоприятно сказываться на запуске бустерного жидкостного ракетного двигателя большой тяги. В прототипе заполнение топливной магистрали горючего происходит при запуске двигателя. Только благодаря простоте внутренних форм этой магистрали и отсутствия в ней глубоких карманов, которые могут приводить к образованию значительных воздушных пузырей, вакуумирование магистрали не обязательно. Такой подход не применим для двигателей, имеющих сложную конфигурацию топливных трактов, требующих предварительного заполнения горючим рубашки охлаждения камеры, а также двигателей, имеющих в своем составе пусковой бачок, обеспечивающий его запуск при низком уровне давления в топливных баках ракеты.The disadvantage of the prototype is that it is necessary to ensure, as far as possible, the smallest length of the fuel line and the simplicity of its configuration, excluding bags and leaking cavities, which can lead to the formation of gas bubbles in the line. The presence of bubbles can adversely affect the launch of a booster liquid propellant rocket engine of high thrust. In the prototype, the fuel line of the fuel is filled when the engine is started. Only due to the simplicity of the internal forms of this highway and the absence of deep pockets in it, which can lead to the formation of significant air bubbles, evacuation of the highway is not necessary. This approach is not applicable for engines with a complex configuration of the fuel paths that require preliminary filling of the chamber cooling jacket with fuel, as well as engines that include a launch tank that allows it to start at a low level of pressure in the fuel tanks of the rocket.
Раскрытие изобретения.Disclosure of the invention.
В основу настоящего изобретения положена задача повышения надежности запуска бустерного жидкостного ракетного двигателя большой тяги за счет исключения возможности образования значительного объема газовых пузырей в магистрали горючего.The basis of the present invention is to improve the reliability of starting a booster liquid propellant rocket engine of high thrust by eliminating the possibility of the formation of a significant amount of gas bubbles in the fuel line.
Сущность изобретения заключается в том, что разработана топливная магистраль жидкостного ракетного двигателя, обеспечивающая надежное заполнение жидким топливом рабочих магистралей двигателя и, как следствие, надежный и эффективный запуск жидкостного ракетного двигателя. В эту топливную магистраль входят: расположенный во входной части магистрали центробежный насос; расположенный в выходной части магистрали тракт рубашки охлаждения камеры, включающий тракт рубашки охлаждения сопловой части камеры и тракт рубашки охлаждения камеры сгорания, а также агрегаты автоматики, в состав которых входит не менее двух клапанов, один из которых установлен на входе в магистраль, а второй - в ее выходной части. При этом указанные два клапана выполнены многоразового действия, например пневмоуправляемыми, причем через клапан, установленный в выходной части магистрали, тракт рубашки охлаждения сопловой части камеры подключен к тракту рубашки охлаждения камеры сгорания, а к самой магистрали своим пассивным входом подключен эжектор, который своим активным входом подключен к емкости инертного газа или азота, а выход эжектора сообщен с дренажом, например, в окружающую среду. Следует отметить, что вместо емкости возможно использование какого-либо тракта высокого давления указанных газов, а также использование газа из наземного оборудования.The essence of the invention lies in the fact that a fuel line of a liquid propellant rocket engine has been developed, which ensures reliable filling of working lines of the engine with liquid fuel and, as a result, a reliable and efficient starting of a liquid propellant rocket engine. This fuel line includes: a centrifugal pump located in the inlet of the line; the chamber cooling jacket path located in the outlet of the highway, including the nozzle chamber cooling jacket path and the combustion chamber cooling jacket path, as well as automation units, which include at least two valves, one of which is installed at the entrance to the highway, and the second in its output part. Moreover, these two valves are made of reusable action, for example pneumatically controlled, and through a valve installed in the output part of the line, the cooling jacket path of the nozzle part of the chamber is connected to the cooling jacket path of the combustion chamber, and an ejector, which is connected with its active input, is connected to the highway itself connected to a container of inert gas or nitrogen, and the ejector outlet is connected with drainage, for example, into the environment. It should be noted that instead of the tank, it is possible to use some high-pressure path of these gases, as well as the use of gas from ground-based equipment.
Учитывая отсутствие или нечеткость терминологии в технической литературе относительно некоторых частей эжектора, не соответствующую их возможному конструктивному исполнению (см., например, "Политехнический словарь" главный редактор академик И.И.Артоболевский, М., 1976, стр.477, 570 и "Политехнический словарь" главный редактор академик А.Ю.Ишлинский, М., 1980, стр.504, при этом считаем, что не случайно более поздний словарь А.Ю.Ишлинского не использовал соответствующих терминов из словаря И.И.Артоболевского), для данной заявки на изобретение введены термины “активный вход” - вход в сопло из газовой магистрали высокого давления, “пассивный вход” - вход в эжектор со стороны магистрали откачиваемой среды.Given the absence or vagueness of terminology in the technical literature regarding some parts of the ejector that does not correspond to their possible design (see, for example, "Polytechnical Dictionary", editor-in-chief academician I.I. Artobolevsky, M., 1976, pp. 477, 570 and Polytechnical Dictionary "editor-in-chief academician A.Yu. Ishlinsky, M., 1980, p. 504, while we believe that it is no coincidence that the later dictionary of A.Yu. Ishlinsky did not use the corresponding terms from the dictionary of I.I. Artobolevsky), for this application for the invention introduced t The terms “active inlet” —the entrance to the nozzle from the high-pressure gas line, “passive inlet” —the entrance to the ejector from the side of the pumped medium line.
В частном случае перед пассивным входом в эжектор установлен пневмоклапан, управляемый газом со стороны активного входа в эжектор, при этом со стороны активного входа в эжектор установлен обратный клапан, а вход обратного клапана и управляющая полость пневмоклапана через электроклапан подключены к указанной выше емкости инертного газа или азота. При этом в частном случае перед обратным клапаном в магистрали со стороны активного входа в эжектор установлен жиклер.In a particular case, a pneumatic valve is installed in front of the passive entrance to the ejector, controlled by gas from the side of the active entrance to the ejector, while a check valve is installed on the side of the active entrance to the ejector, and the inlet of the check valve and the control cavity of the pneumatic valve are connected to the above-mentioned inert gas tank through the electrovalve or nitrogen. Moreover, in the particular case, a nozzle is installed in front of the check valve in the line from the side of the active entrance to the ejector.
В частных случаях эжектор может быть выполнен как одноступенчатым, так и двухступенчатым. При необходимости возможно также и большее количество ступеней в эжекторе, но это может привести к неоправданному усложнению конструкции устройства.In special cases, the ejector can be performed as a single-stage or two-stage. If necessary, a larger number of steps in the ejector is also possible, but this can lead to unjustified complication of the device design.
В других частных случаях топливная магистраль содержит два тракта рубашек охлаждения двух камер, а эти тракты сообщены между собой, например, через трубопроводы. Возможно также наличие четырех трактов охлаждения четырех камер. В общем случае возможно практически любое число трактов охлаждения соответствующих камер.In other special cases, the fuel line contains two tracts of cooling jackets of two chambers, and these paths are interconnected, for example, through pipelines. It is also possible to have four cooling channels of four chambers. In the general case, almost any number of cooling paths for the respective chambers is possible.
В частных случаях, возможно, что в топливной магистрали между клапанами на входе в магистраль и центробежным насосом в топливной магистрали установлен бустерный шнековый насос.In special cases, it is possible that a booster screw pump is installed in the fuel line between the valves at the inlet to the line and a centrifugal pump in the fuel line.
Возможно также, что перед клапаном на выходе из топливной магистрали в качестве дополнительного агрегата автоматики установлен гидравлический электроуправляемый дроссель.It is also possible that a hydraulic electrically controlled throttle is installed in front of the valve at the outlet of the fuel line as an additional automation unit.
В частном случае тракт рубашки охлаждения камеры сгорания дополнительно подключен к магистрали на выходе из центробежного насоса через байпасную ветвь со своим дополнительным клапаном.In a particular case, the path of the cooling jacket of the combustion chamber is additionally connected to the main line at the outlet of the centrifugal pump through the bypass branch with its additional valve.
Техническим результатом, достигаемым изобретением, является обеспечение возможности повышения надежности запуска бустерного жидкостного ракетного двигателя большой тяги, например 200 тc, за счет исключения возможности образования значительного объема газовых пузырей в магистрали горючего. Следует отметить также, что заполнение магистрали горючего после ее предварительного вакуумирования будет способствовать сокращению времени подготовки двигателя к запуску. Данное обстоятельство можно также считать благоприятным фактором для жидкостного ракетного двигателя в целом.The technical result achieved by the invention is to provide an opportunity to increase the reliability of starting a booster liquid propellant rocket engine of high thrust, for example 200 tc, by eliminating the possibility of the formation of a significant amount of gas bubbles in the fuel line. It should also be noted that filling the fuel line after its preliminary evacuation will help reduce the time it takes to prepare the engine for starting. This circumstance can also be considered a favorable factor for the liquid propellant rocket engine as a whole.
Кроме того, изобретение позволяет менять соотношение расходов охлаждающего топлива в трактах рубашек охлаждения камеры сгорания и сопловой части камерыIn addition, the invention allows you to change the ratio of the costs of cooling fuel in the paths of the cooling jackets of the combustion chamber and the nozzle part of the chamber
Краткое описание чертежа.Brief description of the drawing.
На чертеже представлена топливная магистраль жидкостного ракетного двигателя.The drawing shows the fuel line of a liquid rocket engine.
Пример реализации изобретения.An example implementation of the invention.
На чертеже представлена магистраль горючего кислородокеросинового жидкостного ракетного двигателя большой тяги (например, 200 тс).The drawing shows a trunk of a combustible oxygen-kerosene liquid propellant rocket engine of high thrust (for example, 200 tf).
Данное устройство может быть использовано как на однокамерном, так и на многокамерном жидкостном ракетном двигателе.This device can be used on both single-chamber and multi-chamber liquid rocket engines.
Изображенная на чертеже магистраль горючего состоит из входного (подбакового) клапана 1, на выходе которого установлен бустерный шнековый насос горючего 2. Этот насос трубопроводом сообщен с центробежным насосом горючего 3 турбонасосного агрегата (остальные составляющие турбонасосного агрегата на чертеже не показаны, т.к. в них нет необходимости при рассмотрении настоящего изобретения). Жидкостная полость насоса 3 со стороны выхода трубопроводом 4 сообщена со 2-ой ступенью центробежного насоса горючего турбонасосного агрегата (2-я ступень на чертеже не показана), а трубопроводами 5, 6, 7 сообщена с трактом рубашки охлаждения 8 сопловой части 9 камеры 10.The fuel line shown in the drawing consists of an inlet (sub-tank) valve 1, the outlet of which is equipped with a booster screw pump of fuel 2. This pump is connected by a pipeline to the centrifugal fuel pump 3 of the turbopump unit (the remaining components of the turbopump unit are not shown in the drawing, since they are not necessary when considering the present invention). The liquid cavity of the pump 3 from the outlet side by a pipeline 4 is in communication with the second stage of the centrifugal pump of a fuel turbopump unit (the second stage is not shown in the drawing), and is connected by pipelines 5, 6, 7 to the cooling jacket path 8 of the nozzle part 9 of chamber 10.
Тракт рубашки охлаждения 8 подключен к тракту рубашки охлаждения 11 камеры сгорания 12 через главный клапан горючего 15. Ответвление 16 от трубопровода 5 ведет к магистралям горючего, относящимся к другим камерам рассматриваемого жидкостного ракетного двигателя. В случае однокамерного жидкостного ракетного двигателя ответвление 16 должно отсутствовать и его следует исключить из рассмотрения.The path of the cooling jacket 8 is connected to the path of the cooling jacket 11 of the combustion chamber 12 through the main valve of the fuel 15. Branch 16 from the pipeline 5 leads to the fuel lines related to other chambers of the liquid propellant engine under consideration. In the case of a single-chamber liquid propellant rocket engine, branch 16 should be absent and should be excluded from consideration.
Вход в главный клапан 15 трубопроводом 17 сообщен с трактом рубашки охлаждения 8. Следует отметить, что в отдельных случаях может оказаться целесообразной подача части расхода в тракт охлаждения 11 камеры сгорания 12 через специально выполненную отдельную байпасную ветвь 13 со своим дополнительным клапаном 14.The entrance to the main valve 15 by a pipe 17 is in communication with the cooling jacket path 8. It should be noted that in some cases it may be advisable to supply a part of the flow rate to the cooling path 11 of the combustion chamber 12 through a specially made separate bypass branch 13 with its additional valve 14.
Важным элементом изобретения является состоящий из первой ступени 18 и второй ступени 19 эжектор 20. Эжектор 20 имеет активный вход 21 и пассивный вход 22, а также выход 23, направленный в дренаж. Входная полость главного клапана 15 подключена к пассивному входу 22 эжектора 20 через трубопровод 24 и пневмоклапан 25, который управляется электропневмоклапаном 26. На активной входной магистрали эжектора 20 установлены также обратный клапан 27 и жиклер 28. Выход из электропневмоклапана 26 раздваивается на каналы 29 и 30.An important element of the invention is an ejector 20 consisting of a first stage 18 and a second stage 19. The ejector 20 has an active input 21 and a passive input 22, as well as an output 23 directed to the drainage. The inlet cavity of the main valve 15 is connected to the passive input 22 of the ejector 20 through a pipe 24 and a pneumatic valve 25, which is controlled by an electro-pneumatic valve 26. A check valve 27 and a nozzle 28 are also installed on the active input line of the ejector 20. The output of the electro-pneumatic valve 26 is bifurcated into channels 29 and 30.
Работает рассматриваемое устройство следующим образом.The device in question works as follows.
В исходном положении клапаны 1, 15, 14, 25, 26 закрыты. Горючее из ракетного или стендового топливного бака (на чертеже бак для упрощения не показан) подходит ко входу во входной (подбаковый) клапан 1.In the initial position, the valves 1, 15, 14, 25, 26 are closed. Fuel from a rocket or bench fuel tank (the tank is not shown in the drawing for simplicity) approaches the inlet to the inlet (sub-tank) valve 1.
Магистраль горючего, ограниченная указанными клапанами, образует замкнутый объем, заполненный воздухом или азотом. По команде на подготовку магистрали горючего к заполнению открывается электропневмоклапан 26, включая подачу газообразного азота. Далее по каналу 30 через настроечный жиклер 28 и обратный клапан 27 газообразный азот попадает в активный вход 21 эжектора 20 и далее к первой ступени 18 и второй ступени 19 этого эжектора. В результате на пассивном входе 22 эжектора создается разрежение. Одновременно по каналу 29 газообразный азот подается в управляющую полость пневмоклапана 25, обеспечивая открытие этого пневмоклапана и сообщая трубопровод 24 с пассивным входом 22 эжектора 20. При расходе газообразного азота через эжектор 20 поддерживается разрежение на пассивном входе 22. В результате газ из магистрали горючего жидкостного ракетного двигателя (между клапанами 1, 15, 14) откачивается через пневмоклапан 25 до соответствующего разрежения. Далее закрывают электропневмоклапан 26, перекрывая подачу газообразного азота в эжектор 20. При этом закрывается пневмоклапан 25, а в топливной магистрали горючего между клапанами 1, 15, 14 и 25 остается газ требуемого разрежения.The fuel line, limited by these valves, forms a closed volume filled with air or nitrogen. On command to prepare the fuel line for filling, an electro-pneumatic valve 26 is opened, including the supply of gaseous nitrogen. Further, through the channel 30 through the adjusting nozzle 28 and the check valve 27, nitrogen gas enters the active input 21 of the ejector 20 and then to the first stage 18 and the second stage 19 of this ejector. As a result, a vacuum is created at the passive inlet 22 of the ejector. At the same time, through the channel 29, gaseous nitrogen is supplied to the control cavity of the pneumatic valve 25, ensuring the opening of this pneumatic valve and communicating the pipe 24 with the passive inlet 22 of the ejector 20. When the flow of gaseous nitrogen through the ejector 20 is maintained, the vacuum at the passive inlet 22 is maintained. As a result, the gas from the fuel liquid rocket line the engine (between valves 1, 15, 14) is pumped through the pneumatic valve 25 to the corresponding vacuum. Next, the electro-pneumatic valve 26 is closed, shutting off the supply of gaseous nitrogen to the ejector 20. At the same time, the pneumatic valve 25 is closed, and the gas of the required vacuum remains between the valves 1, 15, 14 and 25 in the fuel line.
В случае, если устройство содержит более чем один центробежный насос и более одной камеры, газообразная среда, например азот, откачивается и из этих агрегатов по имеющимся в этом случае трубопроводам 4 и 16.If the device contains more than one centrifugal pump and more than one chamber, a gaseous medium, such as nitrogen, is also pumped out of these units through the pipelines 4 and 16 available in this case.
Перед запуском открывают входной (подбаковый) клапан 1, заполняя магистраль горючего до главного клапана 15 и клапанов 14 и 25.Before starting, open the inlet (sub-tank) valve 1, filling the fuel line to the main valve 15 and valves 14 and 25.
При запуске жидкостного ракетного двигателя открывается главный клапан 15, а также в заданной последовательности с ним клапан 14 (последний, если схема жидкостного ракетного двигателя соответствует приведенному чертежу).When starting a liquid propellant rocket engine, the main valve 15 opens, and also in a predetermined sequence with it, valve 14 (the latter, if the liquid propellant engine circuit corresponds to the drawing).
Промышленная применяемость.Industrial applicability.
Изобретение предназначено для использования в жидкостных ракетных двигателях.The invention is intended for use in liquid rocket engines.
Работоспособность изобретения не вызывает сомнения и оно готово к промышленному применению.The efficiency of the invention is not in doubt and it is ready for industrial use.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002104681/06A RU2241847C2 (en) | 2002-02-26 | 2002-02-26 | Liquid-propellant rocket engine fuel line |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002104681/06A RU2241847C2 (en) | 2002-02-26 | 2002-02-26 | Liquid-propellant rocket engine fuel line |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2241847C2 true RU2241847C2 (en) | 2004-12-10 |
Family
ID=34387023
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002104681/06A RU2241847C2 (en) | 2002-02-26 | 2002-02-26 | Liquid-propellant rocket engine fuel line |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2241847C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451199C1 (en) * | 2011-05-24 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine |
| RU2484284C1 (en) * | 2012-02-14 | 2013-06-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant engine |
| RU2531832C1 (en) * | 2013-12-16 | 2014-10-27 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
| RU2562323C1 (en) * | 2014-07-31 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
-
2002
- 2002-02-26 RU RU2002104681/06A patent/RU2241847C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| ГАХУН Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с. 92 и 93, рис. 5.6. * |
| ГАХУН Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.80-82, рис. 5.1. ГАХУН Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с. 82-84, рис. 5.2. ГАХУН Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с. 89-91, рис. 5.5. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451199C1 (en) * | 2011-05-24 | 2012-05-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine |
| RU2484284C1 (en) * | 2012-02-14 | 2013-06-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant engine |
| RU2531832C1 (en) * | 2013-12-16 | 2014-10-27 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
| RU2562323C1 (en) * | 2014-07-31 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6226980B1 (en) | Liquid-propellant rocket engine with turbine gas afterburning | |
| US5444973A (en) | Pressure-fed rocket booster system | |
| US10309344B2 (en) | Stored pressure driven cycle | |
| RU2648480C2 (en) | Starting device for rocket motor turbopump | |
| US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
| CN110566369A (en) | Pressure supplementing type space propulsion system suitable for high-capacity surface tension storage tank | |
| RU2241847C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine fuel line | |
| CN111963340A (en) | Multi-starting system of pneumatic supercharging device of liquid rocket engine | |
| RU2232915C2 (en) | Reheat liquid-propellant rocket engine | |
| US5873241A (en) | Rocket engine auxiliary power system | |
| US20160222918A1 (en) | Device for self-pressurization of a tank | |
| FR2992364A1 (en) | TURBOPUMP | |
| RU2002106441A (en) | Turbogas afterburning rocket engine | |
| FR2991392A1 (en) | TURBOPUMP | |
| US3358455A (en) | Propellent shut-off valve for a rocket engine | |
| US3283508A (en) | Missile control system | |
| AU2003231621A1 (en) | Liquefied gas internal combustion engine | |
| RU2451199C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU94029144A (en) | Experimental liquid-propellant reheat rocket engine | |
| US4434621A (en) | Engine fuel system | |
| RU2116491C1 (en) | Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine used for realization of this method | |
| RU2406857C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| KR100802378B1 (en) | Liquid-phase gaseous fuel injection device and method for an internal-combustion engine | |
| RU2084677C1 (en) | Method of starting liquid rocket engine and liquid rocket engine | |
| RU2338083C1 (en) | Hybrid rocket engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090227 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20101120 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210227 |