RU2406857C1 - Liquid-propellant rocket engine - Google Patents

Liquid-propellant rocket engine Download PDF

Info

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
Application number
RU2009130923/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Константин Иванович Вовчаренко (RU)
Константин Иванович Вовчаренко
Александр Фролович Ефимочкин (RU)
Александр Фролович Ефимочкин
Владимир Сергеевич Рачук (RU)
Владимир Сергеевич Рачук
Александр Викторович Шостак (RU)
Александр Викторович Шостак
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" filed Critical Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority to RU2009130923/06A priority Critical patent/RU2406857C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2406857C1 publication Critical patent/RU2406857C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: proposed liquid-propellant rocket engine comprises combustion chamber, gas generator, turbine, fuel pump, oxidiser pump, fuel and oxidiser pipelines communicating pumps outlets with gas generator and combustion chamber, starting tank for fuel component to be displaced therefrom on starting the engine. In compliance with this invention, working space of said starting tank is tightly divided by piston or flexible membrane into two parts, one being communicated with fuel pipeline and another communicates with oxidiszer pipeline.
EFFECT: simplified design, higher reliability and stability of engine starting.
1 dwg

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-up valves 10 and 20, chamber 5, a turbopump assembly (including an oxidizer pump 1, a fuel pump 2 and a turbine 3), a gas generator 4, fuel pipelines 18 and an oxidizer 19, communicating exits from the gas generator pumps and a chamber, one starting tank 6, separated by a piston 9 (with a tight seal) into a fuel cavity 8 and an oxidizer cavity 7, each of which is connected to the supply line of the gas generator. The fuel cavity is equipped with a filling line with a valve 11. In the supply lines of the gas generator there are check valves 12 and 13 and start-off valves 14 and 15. In the supply lines of the chamber there are start-off valves 21 and 22.

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 valve 11 is filled with the fuel component whose pressure at the engine inlet is insufficient (in this circuit it is fuel). After refueling, valve 11 closes. Valves 14, 15, 10, 20, 21 and 22 are also in the closed position. Starting the engine begins with the opening of valves 10 and 20. The lines are filled with fuel components that fill the pumps 1 and 2, and, opening the check valves 12 and 13, enter the pipelines 18 and 19, connecting to the cavities 7 and 8 of the launch tank.

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 valves 14 and 15 are opened, the fuel components under this pressure enter the gas generator, providing after the ignition it develops a working process with a constant (or close to constant) gas temperature due to the constant ratio of the oxidizer to fuel consumption.

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 valves 21 and 22 of the chamber open, and the engine enters the design mode. The presence of one starter tank instead of two for the prototype favorably affects the increase in reliability.

Claims (1)

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий 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 компонентов топлива при запуске двигателя, отличающийся тем, что 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. A liquid 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 fuel components from it when the engine starts, characterized in that the working the 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.
RU2009130923/06A 2009-08-13 2009-08-13 Liquid-propellant rocket engine RU2406857C1 (en)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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