RU2406857C1 - Liquid-propellant rocket engine - Google Patents
Liquid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2406857C1 RU2406857C1 RU2009130923/06A RU2009130923A RU2406857C1 RU 2406857 C1 RU2406857 C1 RU 2406857C1 RU 2009130923/06 A RU2009130923/06 A RU 2009130923/06A RU 2009130923 A RU2009130923 A RU 2009130923A RU 2406857 C1 RU2406857 C1 RU 2406857C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- gas generator
- starting
- engine
- oxidizer
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей. Одной из задач, стоящих перед создателями ЖРД, является разработка конструкторских решений, обеспечивающих надежный и стабильный запуск двигателя.The invention relates to the field of liquid rocket engines. One of the challenges facing the creators of the rocket engine is the development of design solutions that provide reliable and stable engine start.
Трудности возникают, как правило, из-за несогласованности давлений (и, как следствие этого, расходов) окислителя и горючего в начальный момент запуска при неработающих или недостаточно раскрученных насосах. Чаще всего возникает ситуация, когда давление по линии одного из компонентов топлива существенно превышает давление по линии другого компонента топлива (в основном за счет разности высоты столба и плотности компонентов в баке ракеты). При этом изменения этих давлений в процессе запуска происходят по разному. Это влияет на расходы в газогенератор при поджиге и может приводить к "забросам" или "провалам" температуры в газогенераторе из-за рассогласования соотношения расходов компонентов топлива и, как следствие, к нестабильности запуска двигателя.Difficulties arise, as a rule, due to the inconsistency of the pressures (and, as a consequence of this, the costs) of the oxidizer and fuel at the initial moment of start-up with idle or insufficiently untwisted pumps. Most often, a situation arises when the pressure along the line of one of the fuel components significantly exceeds the pressure along the line of the other fuel component (mainly due to the difference in the height of the column and the density of the components in the rocket tank). At the same time, changes in these pressures during the startup process occur in different ways. This affects the costs of the gas generator during ignition and can lead to “throws” or “dips” in temperature in the gas generator due to a mismatch in the ratio of the flow rates of the fuel components and, as a consequence, to the instability of the engine starting.
Известным решением, обеспечивающим запуск двигателя путем подачи компонентов топлива в газогенератор, является использование пусковых бачков с окислителем и горючим, работающих по принципу вытеснения компонента нейтральным газом (гелием, азотом).A well-known solution for starting the engine by supplying fuel components to the gas generator is the use of starting tanks with oxidizer and fuel, working on the principle of displacing the component with neutral gas (helium, nitrogen).
Известен жидкостный ракетный двигатель LR-89-NA, LR-79-NA (см. энциклопедия "Космонавтика", 1985 г., стр.216, 217), где запуск газогенератора производится путем поджига компонентов топлива, подаваемых из пусковых бачков.Known liquid rocket engine LR-89-NA, LR-79-NA (see the encyclopedia "Cosmonautics", 1985, p.216, 217), where the start of the gas generator is made by igniting the fuel components supplied from the launch tanks.
Известен также двигатель РД-219 - прототип (см. энциклопедия "Космонавтика", 1985 г., стр.300), где запуск генератора производится также подачей компонентов топлива из пусковых бачков.The RD-219 engine is also known - a prototype (see the "Cosmonautics" encyclopedia, 1985, p. 300), where the generator is also launched by supplying fuel components from the launch tanks.
Недостатком прототипа является относительная сложность, заключающаяся в наличии 2-х бачков (для окислителя и горючего)The disadvantage of the prototype is the relative complexity, which consists in the presence of 2 tanks (for oxidizer and fuel)
Целью предлагаемого изобретения является упрощение конструкции, обеспечивающее выполнение тех же задач с меньшим количеством агрегатов.The aim of the invention is to simplify the design, providing the same tasks with fewer units.
Указанная цель достигается тем, что в известном ЖРД, содержащем камеру сгорания, газогенератор, турбину, насос горючего, насос окислителя, трубопроводы горючего и окислителя, сообщающие выходы из насосов с газогенератором и камерой сгорания, пусковой бачок для вытеснения из него компонента топлива при запуске двигателя, согласно изобретению рабочая полость пускового бачка герметично разделена поршнем или гибкой мембраной на две части, одна из которых сообщена с трубопроводом горючего, а другая - с трубопроводом окислителя.This goal is achieved by the fact that in the known liquid propellant rocket engine containing a combustion chamber, a gas generator, a turbine, a fuel pump, an oxidizer pump, fuel and oxidizer pipelines, communicating exits from pumps with a gas generator and a combustion chamber, a launch tank for displacing the fuel component from it when the engine is started , according to the invention, the working cavity of the launch tank is hermetically divided by a piston or a flexible membrane into two parts, one of which is connected to the fuel pipeline, and the other to the oxidizer pipeline.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой, приведенной на чертеже, где приняты следующие обозначения:The essence of the invention is illustrated by the diagram shown in the drawing, where the following notation:
1 - насос окислителя ТНА;1 - TNA oxidizer pump;
2 - насос горючего ТНА;2 - fuel pump TNA;
3 - турбина ТНА;3 - turbine TNA;
4 - газогенератор;4 - gas generator;
5 - камера;5 - camera;
6 - пусковой бачок;6 - a starting tank;
7 - полость окислителя пускового бачка;7 - cavity oxidizer launch tank;
8 - полость горючего пускового баска;8 - cavity of the fuel starting basque;
9 - разделительный поршень с уплотнением;9 - a separating piston with a seal;
11 - заправочный клапан пускового бачка;11 - filling valve starting tank;
12, 13 - обратный клапан;12, 13 - check valve;
14, 15, 21, 22 - пускоотсечный клапан;14, 15, 21, 22 - start-off valve;
16, 17 - настроечная шайба;16, 17 - tuning washer;
18 - трубопровод горючего;18 - fuel pipeline;
19 - трубопровод окислителя;19 - oxidizer pipe;
10, 20 - пусковой клапан.10, 20 - starting valve.
Предлагаемая конструкция двигателя, таким образом, состоит из пусковых клапанов 10 и 20, камеры 5, турбонасосного агрегата (включающего насос окислителя 1, насос горючего 2 и турбину 3), газогенератора 4, трубопроводов горючего 18 и окислителя 19, сообщающих выходы из насосов с газогенератором и камерой, одного пускового бачка 6, разделенного поршнем 9 (с герметичным уплотнением) на полость горючего 8 и полость окислителя 7, каждая из которых сообщена с линией питания газогенератора. Полость горючего снабжена заправочной магистралью с клапаном 11. В магистралях питания газогенератора имеются обратные клапаны 12 и 13 и пускоотсечные клапаны 14 и 15. В магистралях питания камеры имеются пускоотсечные клапаны 21 и 22.The proposed engine design, therefore, consists of start-
Двигатель работает следующим образом. Перед запуском пусковой бачок через клапан 11 заправляется тем компонентом топлива, давление которого на входе в двигатель недостаточно (в данной схеме это горючее). После заправки клапан 11 закрывается. Клапаны 14, 15, 10, 20, 21 и 22 также находятся в положении "закрыто". Запуск двигателя начинается с открытия клапанов 10 и 20. Происходит заливка магистралей компонентами топлива, которые заполняют насосы 1 и 2, и, открывая обратные клапаны 12 и 13, поступают в трубопроводы 18 и 19, соединяющиеся с полостями 7 и 8 пускового бачка.The engine operates as follows. Before starting, the starting tank through the
В полостях бачка устанавливается давление, равное наибольшему из давлений в занасосных магистралях (окислителя). После открытия клапанов 14 и 15 компоненты топлива под этим давлением поступают в газогенератор, обеспечивая в нем после поджига развитие рабочего процесса с постоянной (или близкой к постоянной) температурой газа за счет постоянства соотношения расходов окислителя и горючего.In the cavities of the tank, a pressure equal to the highest of the pressures in the drift lines (oxidizer) is established. After the
Таким образом, осуществляется плавный без забросов температуры запуск газогенератора.Thus, a smooth start-up of gas generator without temperature rises.
Вырабатываемый в газогенераторе газ раскручивает турбину, повышается давление за насосами, газогенератор начинает питаться от насосных магистралей, открываются клапаны 21 и 22 камеры, двигатель выходит на расчетный режим. Наличие одного пускового бачка вместо двух для прототипа благоприятно сказывается на повышение надежности.The gas produced in the gas generator spins the turbine, the pressure behind the pumps rises, the gas generator begins to be fed from the pump lines, the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009130923/06A RU2406857C1 (en) | 2009-08-13 | 2009-08-13 | Liquid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009130923/06A RU2406857C1 (en) | 2009-08-13 | 2009-08-13 | Liquid-propellant rocket engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2406857C1 true RU2406857C1 (en) | 2010-12-20 |
Family
ID=44056651
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009130923/06A RU2406857C1 (en) | 2009-08-13 | 2009-08-13 | Liquid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2406857C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2711887C1 (en) * | 2016-09-14 | 2020-01-23 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Liquid propellant propulsion system with auxiliary electric power |
RU2742516C1 (en) * | 2019-08-08 | 2021-02-08 | Александр Вячеславович Дыбой | Propulsion system with a rocket engine |
-
2009
- 2009-08-13 RU RU2009130923/06A patent/RU2406857C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2711887C1 (en) * | 2016-09-14 | 2020-01-23 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Liquid propellant propulsion system with auxiliary electric power |
RU2742516C1 (en) * | 2019-08-08 | 2021-02-08 | Александр Вячеславович Дыбой | Propulsion system with a rocket engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10309344B2 (en) | Stored pressure driven cycle | |
CA2700786C (en) | Method and device enabling a rocket engine pump to be driven by an internal combustion engine | |
US5572864A (en) | Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine | |
EP1022454A3 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
FR2991391A1 (en) | Feeding device for feeding cryogenic propellant e.g. liquid oxygen, into propellant chamber of rocket engine, has tank containing cryogenic propellant, and electric pump connected within tank for pumping propellant through feeding circuit | |
CN111963340B (en) | Multi-starting system of pneumatic supercharging device of liquid rocket engine | |
RU2406857C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
EP3030777A1 (en) | Device for pressurizing propellant reservoirs of a rocket engine | |
WO2014144369A1 (en) | Hybrid-cycle liquid propellant rocket engine | |
RU2636357C2 (en) | Dual-mode igniter and two-mode method of injection for ignition of rocket engine | |
JPH11107871A (en) | Diesel engine fuel system using dimethyl ether fuel | |
FR2991392A1 (en) | TURBOPUMP | |
RU2065068C1 (en) | Experimental liquid-propellant reheat engine | |
RU2451199C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
RU2542623C1 (en) | Operation of oxygen-kerosene liquid rocket engine and rocket engine plant | |
RU2241847C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine fuel line | |
RU2173399C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
RU2809266C1 (en) | Liquid propellant rocket engine system | |
US6497091B1 (en) | Hypergolic ignitor assembly | |
US3000179A (en) | Rocket engine pump feed system | |
RU2388922C1 (en) | Separation method of mixture of liquid and gaseous phases of fuel component of liquid-propellant engine, and device for its implementation | |
CN112196702B (en) | Liquid rocket engine starter and design method thereof | |
RU2358142C1 (en) | Method for compensation of fuel physical properties differences in universal generator-free liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine (versions) | |
JPS5849696B2 (en) | Turbo pump | |
RU2514466C1 (en) | Liquid propellant rocket engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180814 |