RU2299345C1 - Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting - Google Patents
Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting Download PDFInfo
- Publication number
- RU2299345C1 RU2299345C1 RU2006106304/06A RU2006106304A RU2299345C1 RU 2299345 C1 RU2299345 C1 RU 2299345C1 RU 2006106304/06 A RU2006106304/06 A RU 2006106304/06A RU 2006106304 A RU2006106304 A RU 2006106304A RU 2299345 C1 RU2299345 C1 RU 2299345C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- propellant
- turbine
- engine
- fuel
- outlet
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.The invention relates to rocket technology, specifically to liquid-propellant rocket engines LRE, operating on a cryogenic oxidizer and on hydrocarbon fuel.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use in space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of spacecraft, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine one shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The exit from the condenser through the coolant line is connected to the pump inlet of one of the components. The output from the pump of the same component is communicated with the condenser inlet through the refrigerant line. The second input of the condenser is in communication with the output of the turbine. The output of the pump of the other component is communicated with the entrance to the combustion chamber.
Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The disadvantage of the engine is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.
Известен также способ регулирования тяги и соотношения компонентов ЖРД по заявке РФ на изобретение №93032897, опубл. 27.07.1996 г., для реализации которого необходима чрезвычайно сложная пневмогидравлическая схема и электронный блок.There is also a method of regulating traction and the ratio of the components of the rocket engine according to the application of the Russian Federation for invention No. 93032897, publ. 07/27/1996, the implementation of which requires an extremely complex pneumohydraulic circuit and an electronic unit.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.A known method of operation of the liquid propellant rocket engine and a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, and then discharge it into the nozzle head of the combustion chamber. Part of the flow rate of one of the fuel components is directed to the combustion chamber, and the remaining part is gasified and directed to turbines of turbopump units. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture. A liquid propellant rocket engine contains a combustion chamber with a regenerative cooling path, fuel component feed pumps, and a turbine. The engine comprises a booster turbopump pump and a mixer installed in series in front of the feed pump of one of the fuel components of the main turbopump assembly. The pump outlet of the main turbopump assembly is connected both to the nozzle head of the combustion chamber and to the regenerative cooling path of the combustion chamber. The regenerative cooling circuit, in turn, is connected with the turbines of the main and booster turbopump units, the outputs of which are connected to the mixer.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7 F02K 9/48, publ. September 27, 2002. This liquid-propellant rocket engine includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is not acceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine.
Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.
Известен жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г. (прототип), который содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.Known liquid rocket engine and method of starting it according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2232915, publ. September 10, 2003 (prototype), which contains a combustion chamber, a turbopump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump is connected to an electric flow regulator. Another input of the regulator is connected to the starting tank with standard fuel. The output from the regulator is connected to a gas generator. The outlet of the gas generator is connected to the inlet of the turbine pump unit, the outlet of which is connected to the mixing head. The flow regulator is equipped with a hydraulic actuator of the preliminary stage, which is connected through the cavitating nozzle and hydraulic relay to the starting tank with standard fuel. The hydraulic relay is connected to the second stage of the fuel pump. The throttle installed at the output of the first stage of the fuel pump is made in conjunction with a controlled valve of the preliminary stage.
Недостатками такой схемы вляются:The disadvantages of this scheme are:
- большой вес системы запуска двигателя,- large weight of the engine starting system,
- низкая экономичность вследствие того, что полнота сгорания компонентов топлива никогда не может превысть 97...98%,- low efficiency due to the fact that the completeness of combustion of the fuel components can never exceed 97 ... 98%,
- сложность пневмогидравлической схемы, а именно наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов,- the complexity of the pneumohydraulic circuit, namely the presence of a large number of valves and regulators and piping,
- низкая надежность двигателя,- low engine reliability,
- догорание топлива при выключении двигателя.- burning out of fuel when the engine is turned off.
Задачи создания изобретения: повышение его экономичности, упрощение пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и уменьшение веса двигателя, улучшение запуска и регулирования тяги двигателя и обеспечение очистки от остатков горючего после выключения.Objectives of the invention: improving its efficiency, simplifying the pneumohydraulic circuit, increasing reliability, increasing power and reducing the weight of the engine, improving the start and regulation of engine thrust and ensuring cleaning of residual fuel after shutdown.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с турбиной, имеющей входную и выходную магистрали, и насосами окислителя и горючего, у которого выход из насоса горючего соединен через клапан горючего с камерой сгорания, а выход из насоса окислителя через клапан окислителя соединен с газогенератором, при этом турбонасосный агрегат содержит дополнительный насос горючего, вход которого соединен с выходом из насоса горючего, а выход соединен с газогенератором трубопроводом высокого давления, в котором установлен клапан высокого давления и регулятор расхода, в магистрали турбины установлен регулятор тяги, к которому подсоединены бортовая магистраль и наземная магистраль с обратным клапаном и разъемом. Вал дополнительного насоса горючего через мультипликатор соединен с валом турбонасосного агрегата. Камера сгорания и газогенератор оснащены запальными устройствами, соединенными электрическими связями с блоком системы управления.The solution to these problems was achieved due to the fact that the liquid rocket engine contains a combustion chamber with a regenerative cooling path, a turbopump unit with a turbine having an inlet and outlet line, and oxidizer and fuel pumps, in which the outlet from the fuel pump is connected through the fuel valve to the combustion chamber and the outlet of the oxidizer pump through the oxidizer valve is connected to the gas generator, while the turbopump unit contains an additional fuel pump, the input of which is connected to the outlet of the combustor pump it, and the output is connected to a high pressure gas generator duct in which a high-pressure valve and flow regulator, a regulator mounted turbine highway thrust to which are connected board line and ground line with a check valve and the plug. The shaft of the additional fuel pump through the multiplier is connected to the shaft of the turbopump unit. The combustion chamber and gas generator are equipped with ignition devices connected by electrical connections to the control system unit.
Решение указанных задач достигнуто в способе запуска жидкостного ракетного двигателя, включающем раскрутку турбонасосного агрегата и открытие клананов окислителя, горючего, горючего в магистрали высокого давления, отличающемся тем, что раскрутку турбины осуществляют сжатым воздухом от наземного баллона, а привод турбины при работе осуществляют от бортового баллона.The solution of these problems was achieved in a method of starting a liquid rocket engine, including the promotion of a turbopump assembly and the opening of oxidizer, fuel, and fuel clans in a high-pressure highway, characterized in that the turbine is unwound with compressed air from a ground cylinder, and the turbine is driven from an onboard cylinder during operation .
Сущность изобретения поясняется на чертеже.The invention is illustrated in the drawing.
Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1 и турбонасосный агрегат 2 - ТНА. Турбонасосный агрегат 2, в свою очередь, содержит насос окислителя 3, насос горючего 4, турбину 5, дополнительный насос горючего 6, вал которого 7 соединен мультипликатором 8, размещенным в корпусе мультипликатора 9, с валом 10 турбонасосного агрегата 2. Газогенератор 11 установлен непостредственно над камерой сгорания 1, соосно с ней. Камера сгорания 1 содержит сопло 12, выполненное из двух оболочек с зазором «А» между ними, и головку камеры сгорания 13, внутри которой выполнены наружная плита 14 и внутренняя плита 15 с полостью «Б» между ними. Внутри головки камеры сгорания 13 установлены форсунки окислителя 16 и форсунки горючего 17. Форсунки окислителя 16 сообщают полость «В» с внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 17 сообщают полость «Б» с внутренней полостью камеры сгорания 1 - полостью «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 1 установлен коллектор горючего 18, от которого отходят топливопроводы 19 к нижней части сопла 12. К коллектору горючего 18 подключен выход из клапана горючего 20, вход в который трубопроводом 21 соединен с выходом из насоса горючего 4. Выход из дополнительного насоса горючего 6 трубопроводом высокого давления 22 через регулятор расхода 23, оснащенный приводом 24, и клапан высокого давления 25 соединен с коллектором 26 газогенератора 11, размещенным в его нижней части, и далее через тракт охлаждения газогенератора с полостью «Е». Конструкция головки газогенератора 11 и его форсунок выполнена аналогично камере сгорания 1. Выход из насоса окислителя 3 трубопроводом окислителя 27 через клапан окислителя 28 тоже соединен с газогенератором 11, конкретно с его полостью «Ж». На головке 13 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 29 (электрозапальные или пирозалальные), а на газогенераторе 11 - запальные устройства 30. Запальных устройств 29 и 30 может быть применено по одному или по несколько штук как на камере сгорания 1, так и на газогенераторе 11.A liquid propellant rocket engine contains a combustion chamber 1 and a turbopump unit 2 — TNA. The turbopump unit 2, in turn, contains an oxidizer pump 3, a fuel pump 4, a turbine 5, an additional fuel pump 6, the shaft of which 7 is connected by a multiplier 8, located in the housing of the multiplier 9, with the shaft 10 of the turbopump unit 2. The gas generator 11 is installed directly above combustion chamber 1, coaxially with it. The combustion chamber 1 comprises a nozzle 12 made of two shells with a gap “A” between them, and a head of the combustion chamber 13, inside of which an outer plate 14 and an inner plate 15 with a cavity “B” are made between them. Inside the head of the combustion chamber 13, nozzles of the oxidizer 16 and nozzles of the fuel 17 are installed. The nozzles of the oxidizer 16 communicate the cavity “B” with the internal cavity of the combustion chamber “D”, and the nozzles of the fuel 17 communicate the cavity “B” with the internal cavity of the combustion chamber 1 - cavity “D” ". On the outer surface of the combustion chamber 1, a fuel manifold 18 is installed, from which the fuel pipes 19 extend to the lower part of the nozzle 12. To the fuel manifold 18 is connected an outlet from the fuel valve 20, the inlet of which is connected by a pipe 21 to the outlet of the fuel pump 4. Exit from the additional pump fuel 6 by a high pressure pipe 22 through a flow regulator 23, equipped with an actuator 24, and a high pressure valve 25 is connected to the manifold 26 of the gas generator 11 located in its lower part, and then through the cooling path of the gas generator "E" and with the cavity. The design of the head of the gas generator 11 and its nozzles is made similar to the combustion chamber 1. The outlet of the oxidizer pump 3 by the oxidizer pipe 27 through the valve of the oxidizer 28 is also connected to the gas generator 11, specifically with its cavity "G". Ignition devices 29 (electrozapal or pyrozalal) are installed on the head 13 of the combustion chamber 1, and ignition devices 30 are installed on the gas generator 11. Ignition devices 29 and 30 can be used one at a time or several each both on the combustion chamber 1 and on the gas generator 11 .
К турбине 5 подстыкована подводящая магистраль 31 с регулятором тяги 32, имеющим привод регулятора тяги 33.A supply line 31 is connected to the turbine 5 with a traction regulator 32 having a traction regulator drive 33.
Система привода турбины содержит бортовую магистраль 34 и пусковую магистраль 35, подсоединенную к подводящей магистрали 31. В бортовой магистрали 34 установлен бортовой клапан 36 и бортовой баллон 37 с сжатым воздухом (газом). Пусковая магистраль 35 содержит последовательно установленные обратный клапан 38, разъем 39 и наземный баллон 40 с сжатым воздухом (газом).The turbine drive system includes an onboard line 34 and a starting line 35 connected to a supply line 31. An onboard line 36 has an onboard valve 36 and an onboard cylinder 37 with compressed air (gas). The launch line 35 contains a series-installed check valve 38, a connector 39 and a ground cylinder 40 with compressed air (gas).
К коллектору горючего 18 подсоединен трубопровод продувки 41 с клапаном продувки 42.A purge pipe 41 with a purge valve 42 is connected to the fuel manifold 18.
Жидкостный ракетный двигатель имеет блок управления 43. Блок управления 43 соединен электрическими связями с запальными устройствами 29 и 30, клапаном горючего 20, клапаном окислителя 27, приводом регулятора расхода 24, клапаном высокого давления 25, рабочим клапаном 32.The liquid rocket engine has a control unit 43. The control unit 43 is electrically connected to the ignition devices 29 and 30, a fuel valve 20, an oxidizer valve 27, an actuator for the flow regulator 24, a high pressure valve 25, and an operating valve 32.
При запуске ЖРД с блока управления 43 подаются электрические сигналы на регулятор тяги 32. Сжатый газ, поступая по пусковой магистрали 35 из наземного баллона 40, раскручивает ТНА 2. Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 3, насоса горючего 4 и дополнительного насоса горючего 6 возрастает. Подается сигнал на открытие клапанов 20, 25 и 27. Окислитель и горючее поступает в камеру сгорания 1 и газогенератор 11. Подается сигнал на запальные устройства 29 и 30, топливная смесь в камере сгорания 1 и в газогенераторе 11 воспламеняется. Двигатель запустился. Регулятором расхода 23 осуществляют регулирование соотношения компонентов топлива для одновременного его расходования из баков окислителя и горючего. Величина тяги двигателя изменяется регулятором тяги 32 посредством изменения расхода сжатого воздуха через турбину 5.When starting the liquid propellant rocket engine from the control unit 43, electrical signals are supplied to the traction controller 32. Compressed gas entering the start line 35 from the ground tank 40 spins the TNA 2. The pressure of the oxidizer and fuel at the outlet of the oxidizer 3 pumps, fuel pump 4, and an additional fuel pump 6 is increasing. A signal is issued to open the valves 20, 25 and 27. The oxidizing agent and fuel enter the combustion chamber 1 and the gas generator 11. A signal is supplied to the ignition devices 29 and 30, the fuel mixture in the combustion chamber 1 and in the gas generator 11 are ignited. The engine has started. The flow regulator 23 regulates the ratio of the components of the fuel for its simultaneous consumption from the tanks of oxidizer and fuel. The magnitude of the engine thrust is changed by the thrust regulator 32 by changing the flow rate of compressed air through the turbine 5.
После отрыва ракеты от земли разъем 39 отсоединяется, обратный клапан 38 закрывается и открывается бортовой клапан 36. Сжатый воздух (газ) из бортового баллона 37 поступает через регулятор тяги 32 в турбину 5.After the rocket has taken off the ground, the connector 39 is disconnected, the check valve 38 closes and the side valve 36 opens. Compressed air (gas) from the side balloon 37 enters through the draft regulator 32 into the turbine 5.
При выключении двигателя с блока управления 43 подается сигнал на регулятор тяги 32, клапаны 20, 25 и 27, которые закрываются. Потом подается сигнал на открытие продувочного клапана 39 и инертный газ, например азот, по трубопроводу продувки 41 через клапан продувки 42 поступает в топливный коллектор 18 и далее в полость «А» для удаления остатков горючего.When the engine is turned off, a signal is sent from the control unit 43 to the draft regulator 32, valves 20, 25 and 27, which are closed. Then a signal is sent to open the purge valve 39 and an inert gas, such as nitrogen, enters the fuel manifold 18 through the purge pipe 41 through the purge valve 42 and then into the cavity "A" to remove fuel residues.
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Упростить пневмогидравлическую схему двигателя.1. Simplify the pneumohydraulic circuit of the engine.
2. Повысить надежность двигателя за счет упрощения схемы управления.2. Increase engine reliability by simplifying the control circuit.
3. Обеспечить регулирование тяги двигателя в широком диапазоне режимов.3. Provide regulation of engine thrust in a wide range of modes.
4. Увеличить мощность и улучшить удельные характеристики ЖРД за счет более полного сгорания компонентов ракетного топлива, что обеспечивается его двухстадийным сжиганием: сначала в газогенераторе при неоптимальном соотношении компонентов, с избытком окислителя, а потом - в камере сгорания при оптимальном соотношении.4. Increase the power and improve the specific characteristics of the liquid propellant rocket engine due to a more complete combustion of rocket fuel components, which is ensured by its two-stage combustion: first in the gas generator with a non-optimal ratio of components, with an excess of oxidizer, and then in the combustion chamber at the optimal ratio.
6. Улучшить запуск и выключение двигателя за счет применения наземного баллона сжатого воздуха (газа) для запуска.6. Improve engine start and shutdown by using a ground cylinder of compressed air (gas) to start.
7. Предотвратить высокочастотные и низкочастотные колебания в камере сгорания за счет размещения газогенератора соосно с камерой сгорания и непосредственно над ней.7. To prevent high-frequency and low-frequency oscillations in the combustion chamber by placing the gas generator coaxially with the combustion chamber and directly above it.
8. Обеспечить очистку от остатков горючего рубашки охлаждения камеры сгорания после выключения двигателя.8. Ensure that any residual fuel jacket for cooling the combustion chamber is cleaned after the engine is turned off.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006106304/06A RU2299345C1 (en) | 2006-02-28 | 2006-02-28 | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006106304/06A RU2299345C1 (en) | 2006-02-28 | 2006-02-28 | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2299345C1 true RU2299345C1 (en) | 2007-05-20 |
Family
ID=38164164
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006106304/06A RU2299345C1 (en) | 2006-02-28 | 2006-02-28 | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2299345C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2466292C1 (en) * | 2011-08-23 | 2012-11-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant engine |
| CN109973246A (en) * | 2019-03-22 | 2019-07-05 | 西安航天动力研究所 | A kind of gas-liquid composite drive precompressed turbine pump configuration and precompressed turbine pump driving method |
| CN111720239A (en) * | 2019-07-03 | 2020-09-29 | 西安航天动力研究所 | Liquid rocket power system capable of starting liquid rockets for multiple times with variable-depth pushing |
| CN111963340A (en) * | 2020-08-04 | 2020-11-20 | 西安航天动力研究所 | Multi-starting system of pneumatic supercharging device of liquid rocket engine |
| CN112628019A (en) * | 2020-12-18 | 2021-04-09 | 西安航天动力研究所 | Afterburning cycle engine thrust chamber injector cooling flow path and design method thereof |
| RU2804439C1 (en) * | 2022-11-03 | 2023-09-29 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Method for displacing fuel from the internal cavities of the chamber of an oxygen-kerosene liquid-propellant rocket engine (lre) during shutdown and a device for its implementation |
-
2006
- 2006-02-28 RU RU2006106304/06A patent/RU2299345C1/en active
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2466292C1 (en) * | 2011-08-23 | 2012-11-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid-propellant engine |
| CN109973246A (en) * | 2019-03-22 | 2019-07-05 | 西安航天动力研究所 | A kind of gas-liquid composite drive precompressed turbine pump configuration and precompressed turbine pump driving method |
| CN109973246B (en) * | 2019-03-22 | 2020-06-30 | 西安航天动力研究所 | Gas-liquid composite driving prepressing turbine pump structure and prepressing turbine pump driving method |
| CN111720239A (en) * | 2019-07-03 | 2020-09-29 | 西安航天动力研究所 | Liquid rocket power system capable of starting liquid rockets for multiple times with variable-depth pushing |
| CN111720239B (en) * | 2019-07-03 | 2021-05-25 | 西安航天动力研究所 | Liquid rocket power system capable of starting liquid rockets for multiple times with variable-depth pushing |
| CN111963340A (en) * | 2020-08-04 | 2020-11-20 | 西安航天动力研究所 | Multi-starting system of pneumatic supercharging device of liquid rocket engine |
| CN111963340B (en) * | 2020-08-04 | 2021-10-19 | 西安航天动力研究所 | Multi-starting system of pneumatic supercharging device of liquid rocket engine |
| CN112628019A (en) * | 2020-12-18 | 2021-04-09 | 西安航天动力研究所 | Afterburning cycle engine thrust chamber injector cooling flow path and design method thereof |
| RU2804439C1 (en) * | 2022-11-03 | 2023-09-29 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Method for displacing fuel from the internal cavities of the chamber of an oxygen-kerosene liquid-propellant rocket engine (lre) during shutdown and a device for its implementation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2158839C2 (en) | Liquid-propellant rocket reheat engine | |
| CN110005546A (en) | A kind of multiple assisted take-off rocket engine and starting method | |
| KR20070078978A (en) | System having a multipurpose gas generator for starting a ramjet/scramjet engine and method for starting the ramjet/scramjet engine | |
| US20140283499A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2386844C1 (en) | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2545615C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2545613C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2002106441A (en) | Turbogas afterburning rocket engine | |
| RU2065985C1 (en) | Three-component liquid-fuel rocket engine | |
| RU2318129C1 (en) | Turbo-pump unit of liquid-propellant engine | |
| RU2065068C1 (en) | Experimental liquid-propellant reheat engine | |
| RU2116491C1 (en) | Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine used for realization of this method | |
| RU2531833C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2495273C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
| RU2476709C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2443894C1 (en) | Three-component liquid rocket engine and method of its operation | |
| RU2302548C1 (en) | Turbopump set of liquid-propellant rocket engine | |
| RU2381152C1 (en) | Multi-stage carrier rocket with nuclear rocket engines | |
| RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
| RU2390476C1 (en) | Multi-stage |