RU2391532C1 - Liquid-propellant engine - Google Patents
Liquid-propellant engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2391532C1 RU2391532C1 RU2008149577/06A RU2008149577A RU2391532C1 RU 2391532 C1 RU2391532 C1 RU 2391532C1 RU 2008149577/06 A RU2008149577/06 A RU 2008149577/06A RU 2008149577 A RU2008149577 A RU 2008149577A RU 2391532 C1 RU2391532 C1 RU 2391532C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cavity
- turbine
- central body
- combustion chamber
- profiled
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of rocket technology and can be used to create liquid rocket engines (LRE).
В настоящее время одной из основных проблем при создании жидкостных ракетных двигателей является получение высокого значения удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, в частности сопла. Одним из путей, позволяющих обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, является использование вместо обычных круглых сопел Лаваля кольцевых сопел. Отличие между соплом Лаваля и кольцевым состоит в том, что кольцевое сопло имеет форму критического сечения не круглую, а кольцевую. Кольцевые сопла позволяют увеличить площадь выходного сечения сопла и разместить часть агрегатов в центральной части, что приводит к уменьшению линейных размеров двигателя.Currently, one of the main problems in creating liquid-propellant rocket engines is to obtain a high specific thrust impulse while reducing the overall dimensions of the chamber, in particular the nozzle. One of the ways to ensure a sufficiently high specific thrust impulse while reducing the overall dimensions of the chamber is to use ring nozzles instead of the usual round Laval nozzles. The difference between the Laval nozzle and the annular one is that the annular nozzle has a critical cross-sectional shape not circular, but circular. Annular nozzles allow you to increase the area of the outlet section of the nozzle and place part of the units in the Central part, which leads to a decrease in the linear dimensions of the engine.
Известна принципиальная схема кольцевой камеры жидкостного ракетного двигателя, реализующая данный принцип (А.П.Васильевой др. "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", Москва, "Высшая школа", 1967 г., рис.X. 186).A well-known circuit diagram of the annular chamber of a liquid-propellant rocket engine that implements this principle (A.P. Vasilyeva et al. "Fundamentals of the theory and calculation of liquid-propellant rocket engines", Moscow, "Higher School", 1967, Fig. X. 186).
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела (М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., рис.2.32, стр.59).A liquid-propellant rocket engine is known, comprising an annular chamber with a mixing head, an external expansion disk nozzle, a profiled central body and an annular critical section, control units and power units including a turbopump unit with a turbine located in the cavity of the profiled central body (M.V.Dobrovolsky and etc. "Liquid rocket engines. Fundamentals of design", Moscow, "Higher school", 1968, Fig. 2.32, p. 59).
Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром профилированного центрального тела. Продукты сгорания со сверхзвуковой скоростью поступают к срезу тарельчатого сопла. Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из газогенератора.The specified engine operates as follows. The fuel components are fed into the mixing head, ignited and expire through the annular critical section. In a disk-shaped nozzle of external expansion, the combustion products expand, the external boundary of expansion being determined by atmospheric pressure, and the internal boundary by the contour of the profiled central body. The products of combustion with supersonic speed go to the cutting nozzle plate. To supply fuel components to the mixing head, a turbopump unit is used, the turbine of which is driven by a stream of gases flowing from the gas generator.
Одним из направлений в совершенствовании конструкции ЖРД является улучшение массово-габаритных характеристик газогенератора и турбонасосного агрегата, в частности способов подачи рабочего тела на лопатки турбины.One of the directions in improving the design of liquid-propellant rocket engines is to improve the mass-dimensional characteristics of a gas generator and a turbopump, in particular, methods of supplying a working fluid to the turbine blades.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий регенеративно охлаждаемую камеру с трактом охлаждения, образованным профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, агрегаты управления ((М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., раздел 6.2, стр.224 - прототип).A liquid-propellant rocket engine is known that contains a regeneratively cooled chamber with a cooling path formed by profiled inner and outer shells fastened together, a turbopump unit with a turbine and pumps for supplying fuel components to the mixing head of the chamber, control units ((M.V.Dobrovolsky, etc. "Liquid rocket engines. Fundamentals of design", Moscow, "Higher school", 1968, section 6.2, page 224 - prototype).
Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через критическое сечение.The specified engine operates as follows. The fuel components are fed into the mixing head, ignited and expire through the critical section.
Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение горячими газами, отбираемыми из камеры сгорания.To supply fuel components to the mixing head, a turbopump unit is used, the turbine of which is driven into rotation by hot gases taken from the combustion chamber.
Основными недостатками данного двигателя являются недостаточно высокие массово-габаритные характеристики и сложность пневмогидравлической схемы, связанные с тем, что для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из камеры сгорания. Газы имеют высокую температуру, что приводит к ухудшению условий работы турбины турбонасосного агрегата, что в конечном итоге приводит к увеличению массы и ухудшению массово-габаритных характеристик двигателя.The main disadvantages of this engine are insufficiently high mass-dimensional characteristics and the complexity of the pneumohydraulic circuit, due to the fact that a turbopump unit is used to supply fuel components to the mixing head, the turbine of which is driven by a stream of gases flowing from the combustion chamber. Gases have a high temperature, which leads to a deterioration in the operating conditions of the turbine of the turbopump unit, which ultimately leads to an increase in mass and a deterioration in the mass-dimensional characteristics of the engine.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков и создание ЖРД, конструкция которого позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему и улучшить массово-габаритные характеристики.The task of the invention is to remedy these shortcomings and create a rocket engine, the design of which will significantly simplify the pneumohydraulic circuit and improve the mass-dimensional characteristics.
Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, образованными профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела, согласно изобретению в профилированных оболочках камеры сгорания выполнен, как минимум, один канал, проходящий через тракт охлаждения, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания, с другой - соединена с входной полостью турбины турбонасосного агрегата, при этом в полость канала открывается трубопровод подачи одного из компонентов топлива.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed liquid propellant rocket engine containing an annular chamber with a mixing head, a disk-shaped nozzle of external expansion, a profiled central body and an annular critical section formed by profiled inner and outer shells fastened together along the edges of the cooling path, control units and power units, including a turbopump unit with a turbine located in the cavity of the profiled central body, according to the invention At least one channel is made in the profiled shells of the combustion chamber, passing through the cooling duct, the cavity of which, on the one hand, is in communication with the cavity of the combustion chamber, and on the other, is connected to the turbine inlet cavity of the turbopump assembly, and the pipeline opens into the channel supply of one of the fuel components.
Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой разрез камеры ЖРД, на фиг.2- принципиальная схема подачи расхода на лопатки турбины турбонасосного агрегата.The essence of the invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows an axial section of the LRE chamber, Fig. 2 is a schematic diagram of the flow rate to the turbine blades of a turbopump assembly.
Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру 1 со смесительной головкой 2, тарельчатым соплом внешнего расширения 3, профилированным центральным телом 4 и кольцевым критическим сечением 5, образованными профилированными внутренней 6 и наружной оболочками 7, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения. Агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат 8 с турбиной 9, расположены в полости профилированного центрального тела 4. В профилированных оболочках 6 и 7 камеры сгорания 1 выполнен канал 10, проходящий через тракт охлаждения, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания 1, с другой -соединена с входной полостью турбины 9 турбонасосного агрегата 8, при этом в полость канала открывается трубопровод 11 подачи одного из компонентов топлива.A liquid-propellant rocket engine comprises an
Предложенный ЖРД работает следующим образом.The proposed LRE works as follows.
Компоненты топлива подаются в смесительную головку 2 камеры 1 и воспламеняются на выходе из смесительной головки, например, при помощи запального устройства. Поток продуктов сгорания компонентов топлива движется вдоль стенки профилированной внутренней оболочки 6 и поступает на вход в канал 10, проходящий через обе оболочки 6 и 7 и тракт охлаждения. Часть горячих газов поступает в канал 10 и движется по направлению к сопловому аппарату турбины 9 турбонасосного агрегата 8. Для снижения температуры продуктов сгорания и улучшения условий работы лопаток турбины турбонасосного агрегата к потоку продуктов сгорания подмешивается из трубопровода 11 часть расхода одного из компонентов, имеющего более низкую температуру, чем поток продуктов сгорания. Общая температура потока снижается, что приводит к увеличению срока службы лопаток турбонасосного агрегата.The fuel components are fed into the mixing head 2 of the
Использование предложенного технического решения позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему ЖРД и улучшить массово-габаритные характеристики.Using the proposed technical solution will significantly simplify the pneumohydraulic scheme of the rocket engine and improve the mass-dimensional characteristics.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149577/06A RU2391532C1 (en) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Liquid-propellant engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149577/06A RU2391532C1 (en) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Liquid-propellant engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2391532C1 true RU2391532C1 (en) | 2010-06-10 |
Family
ID=42681585
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008149577/06A RU2391532C1 (en) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Liquid-propellant engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2391532C1 (en) |
-
2008
- 2008-12-17 RU RU2008149577/06A patent/RU2391532C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ДОБРОВОЛЬСКИЙ М.В. и др. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования. - М.: Высшая школа, 1968, раздел 6.2, с.224. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4705727B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
JP4256820B2 (en) | Detonation engine and aircraft equipped with the same | |
US2479776A (en) | Turbo-jet power plant with fuel vaporizer for afterburners | |
WO2003071117A8 (en) | Ejector based engines | |
GB1069217A (en) | Improvements relating to engines | |
RU2392477C1 (en) | Liquid-propellant engine annular chamber | |
RU2472962C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine and method of cooling its chamber high-heat areas | |
CN105841193A (en) | Two aerospace turbofan engines | |
RU2382225C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2422664C2 (en) | Liquid-propellant engine annular chamber | |
RU2382226C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2391532C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
CN116080881A (en) | Two-phase stamping underwater propulsion system containing non-condensable gas | |
RU2391538C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2391542C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2391545C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2682466C1 (en) | Combustion chamber of a dual-mode liquid propellant engine, working on a generator-free scheme | |
RU2665760C1 (en) | Method of increasing a reactive thrust in a turboreactive two-circuit engine and a turboreactive two-concurrent engine for its implementation | |
RU2390648C1 (en) | Fluid propellant rocket engine | |
RU2391531C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2116489C1 (en) | Engine-propulsor for flying vehicle | |
RU144217U1 (en) | LIQUID ROCKET CAMERA CAMERA | |
RU2391534C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2450154C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2391543C1 (en) | Method of gas supply to turbine of turbine-pump unit of liquid propellant engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101218 |