RU2423298C1 - Двигательная установка ракетного блока - Google Patents
Двигательная установка ракетного блока Download PDFInfo
- Publication number
- RU2423298C1 RU2423298C1 RU2010110163/11A RU2010110163A RU2423298C1 RU 2423298 C1 RU2423298 C1 RU 2423298C1 RU 2010110163/11 A RU2010110163/11 A RU 2010110163/11A RU 2010110163 A RU2010110163 A RU 2010110163A RU 2423298 C1 RU2423298 C1 RU 2423298C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- receiver
- coil
- fuel tank
- heat exchanger
- tank
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам с пневмосистемами. Двигательная установка ракетного блока содержит бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы, баллон высокого давления с газом, установленный в баке окислителя, теплообменное устройство, включающее упомянутый бак и установленные на нем трубопроводы-теплообменники. В состав теплообменного устройства введен ресивер и трубопровод-змеевик с тройником. Трубопровод-змеевик одним концом сообщен с ресивером, а другим - с общим выходом из трубопроводов-теплообменников. Ресивер и трубопровод-змеевик закреплены на баке горючего и имеют с ним тепловой контакт. Тройник в трубопроводе-змеевике установлен после выхода из трубопроводов-теплообменников. Боковой штуцер тройника сообщен с исполнительными органами двигательной установки. Трубопровод-змеевик и ресивер вместе с баком горючего размещены в объеме, закрытом общей экранно-вакуумной теплоизоляцией ракетного блока. Достигается снижение динамических свойств потока газового компонента и повышение надежности работы теплообменного устройства двигательной установки ракетного блока. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам с пневмосистемами, в которых необходимо снизить динамику потока газового компонента.
Динамические свойства газового компонента негативно влияют на работоспособность (снижают ресурс и надежность) исполнительных органов (пневмоклапанов, электропневмоклапанов и др.), используемых в пневмосистемах.
Известна двигательная установка ракетного блока по патенту №2286924 (прототип), содержащая топливный бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, топливный бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы двигательной установки, баллон высокого давления с газом, установленный в топливном баке окислителя, при этом теплообменное устройство состоит из бака горючего и установленных на нем трубопроводов-теплообменников, в которых производится подогрев газового компонента за счет тепла бака горючего, заполненного высококипящим топливом (например, керосином).
Прототип имеет следующие недостатки.
Поток газового компонента, поступая напрямую на исполнительные органы, расположенные в непосредственной близости от выхода из теплообменного устройства, имеет такие динамические свойства (высокая скорость, турбулентность), которые могут привести к нестабильной работе, к снижению ресурса и надежности исполнительных органов.
Кроме того, газовый компонент, необходимый для работы исполнительных органов двигательной установки, может храниться в баллонах, погруженных в криогенный окислитель (например, кислород) бака окислителя и имеет соответственно криогенную температуру. С помощью теплообменного устройства газовый компонент подогревается до температуры, при которой исполнительные органы двигательной установки могут надежно работать. В течение работы двигательной установки, обеспечивающей заданную траекторию полета, при небольших перерывах между запусками маршевого двигателя времени на подогрев криогенного компонента до заданной температуры может оказаться недостаточно.
Задачей предложенной двигательной установки ракетного блока является повышение надежности ее работы за счет снижения динамических свойств потока газового компонента на выходе из теплообменного устройства, а также за счет дополнительного подогрева поступающего из теплообменного устройства газового компонента до подачи его в исполнительные органы на всех этапах работы двигательной установки с использованием запасов тепла бака горючего.
Задача решается за счет того, что в двигательной установке ракетного блока, содержащей бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы, баллон высокого давления с газом, установленный в баке окислителя, теплообменное устройство, включающее упомянутый бак горючего и установленные на нем трубопроводы-теплообменники, при этом в состав теплообменного устройства введен ресивер и трубопровод-змеевик с тройником. Трубопровод-змеевик одним концом сообщен с ресивером, а другим - с общим выходом из трубопроводов-теплообменников. Ресивер и трубопровод-змеевик закреплены на баке горючего и имеют с баком горючего тепловой контакт. Тройник в трубопроводе-змеевике установлен после общего выхода из трубопроводов-теплообменников, боковой штуцер тройника сообщен с исполнительными органами двигательной установки. Трубопровод-змеевик и ресивер вместе с баком горючего размещены в объеме, закрытом общей экранно-вакуумной теплоизоляцией ракетного блока.
На чертеже схематично изображена двигательная установка ракетного блока, где:
1. бак окислителя;
2. бак горючего;
3. маршевый двигатель;
4. трубопровод-змеевик;
5. баллон высокого давления;
6. тройник;
7. боковой штуцер тройника;
8. ресивер;
9. исполнительные органы;
10. трубопроводы-теплообменники;
11. экранно-вакуумная теплоизоляция;
12. выход из трубопроводов-теплообменников.
В двигательной установке ракетного блока, содержащей бак окислителя 1, заполненный низкокипящим компонентом, бак горючего 2, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель 3, исполнительные органы 9, баллон высокого давления 5, теплообменное устройство, включающее бак горючего 2 и установленные на нем трубопроводы-теплообменники 10, в состав теплообменного устройства введен ресивер 8 и трубопровод-змеевик 4 с тройником 6, трубопровод-змеевик 4 одним концом сообщен с ресивером 8, а другим - с общим выходом из трубопроводов-теплообменников 12. Ресивер 8 и трубопровод-змеевик 4 закреплены на баке горючего 2 и имеют с ним тепловой контакт; тройник 6 в трубопроводе-змеевике 4 установлен после общего выхода из трубопроводов-теплообменников 12, боковой штуцер тройника 7 сообщен с исполнительными органами 9 двигательной установки. Трубопровод-змеевик 4 и ресивер 8 вместе с баком горючего 2 размещены в объеме, закрытом общей экранно-вакуумной теплоизоляцией 11 ракетного блока, чем достигается дополнительный подогрев поступающего из теплообменного устройства газового компонента до подачи его в исполнительные органы 9 на всех этапах работы двигательной установки с использованием запасов тепла бака горючего 2.
Трубопровод-змеевик 4, тройник 6 и ресивер 8 обеспечивают снижение динамических свойств потока газового компонента за счет изменения направления движения потока.
При малых промежутках времени между запусками маршевого двигателя 3 двигательной установки ракетного блока газовый компонент не успевает приобрести стабильную температуру, необходимую для работы исполнительных органов 9, поэтому требуется дополнительное устройство для его подогрева.
Трубопровод-змеевик 4 и ресивер 8 (например, объемом 0,5 литра) получают тепло за счет непосредственного теплового контакта с баком горючего 2, заполненным высококипящим компонентом (например, керосином), имеющим запас тепла за счет большого объема высококипящего топлива и конструкции топливного бака 2, причем наличие экранно-вакуумной теплоизоляции 11, в тепловом пространстве которой находятся перечисленные выше элементы двигательной установки, обеспечивает сохранение тепла между пусками маршевого двигателя 3 ракетного блока.
В процессе работы двигательной установки, после запуска маршевого двигателя 3, газовый компонент из баллона высокого давления 5, погруженного в криогенный компонент бака окислителя 1, поступает в трубопроводы-теплообменники 10 теплообменного устройства и далее по трубопроводу-змеевику 4 - в ресивер 8, нагревается за счет теплового контакта и излучения тепла от бака горючего 2 и дополнительно подогретым используется для работы исполнительных органов 9 (например, электропневмоклапанов) двигательной установки.
Поток газового компонента из трубопроводов-теплообменников 10 напрямую поступает по трубопроводу-змеевику 4 в ресивер 8, теряет свои динамические свойства за счет многократного изменения направления своего движения и далее через боковой штуцер тройника 7 поступает в исполнительные органы 9. Аналогичный процесс происходит при каждом запуске маршевого двигателя 3 двигательной установки ракетного блока.
Повышение надежности работы двигательной установки ракетного блока достигается за счет снижения динамических свойств потока газового компонента на выходе из теплообменного устройства, а также за счет дополнительного подогрева поступающего из трубопроводов-теплообменников 10 теплообменного устройства газового компонента до подачи его в исполнительные органы 9 на всех этапах работы двигательной установки с использованием запасов тепла бака горючего 2.
Claims (1)
- Двигательная установка ракетного блока, содержащая бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы, баллон высокого давления с газом, установленный в баке окислителя, теплообменное устройство, включающее упомянутый бак и установленные на нем трубопроводы-теплообменники, отличающаяся тем, что в состав теплообменного устройства введен ресивер и трубопровод-змеевик с тройником, трубопровод-змеевик одним концом сообщен с ресивером, а другим - с общим выходом из трубопроводов-теплообменников, ресивер и трубопровод-змеевик закреплены на баке горючего и имеют с ним тепловой контакт, тройник в трубопроводе-змеевике установлен после выхода из трубопроводов-теплообменников, боковой штуцер тройника сообщен с исполнительными органами двигательной установки, трубопровод-змеевик и ресивер вместе с баком горючего размещены в объеме, закрытом общей экранно-вакуумной теплоизоляцией ракетного блока.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010110163/11A RU2423298C1 (ru) | 2010-03-17 | 2010-03-17 | Двигательная установка ракетного блока |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010110163/11A RU2423298C1 (ru) | 2010-03-17 | 2010-03-17 | Двигательная установка ракетного блока |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2423298C1 true RU2423298C1 (ru) | 2011-07-10 |
Family
ID=44740226
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010110163/11A RU2423298C1 (ru) | 2010-03-17 | 2010-03-17 | Двигательная установка ракетного блока |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2423298C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2641802C2 (ru) * | 2013-01-11 | 2018-01-22 | Снекма | Система и способ для подачи топлива в ракетный двигатель |
| RU2647353C2 (ru) * | 2013-01-11 | 2018-03-15 | Снекма | Цепь подачи ракетного топлива и способ охлаждения |
-
2010
- 2010-03-17 RU RU2010110163/11A patent/RU2423298C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2641802C2 (ru) * | 2013-01-11 | 2018-01-22 | Снекма | Система и способ для подачи топлива в ракетный двигатель |
| RU2647353C2 (ru) * | 2013-01-11 | 2018-03-15 | Снекма | Цепь подачи ракетного топлива и способ охлаждения |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9726327B2 (en) | System and method for processing liquefied gas | |
| CN103597191B (zh) | 用于内燃发动机的燃料供给系统和燃料供给方法 | |
| WO2021096049A1 (ko) | 소형 선박용 공간집약적 lng 연료공급시스템 | |
| RU2014113685A (ru) | Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива | |
| RU2016107834A (ru) | Устройство для наддува топливных баков ракетного двигателя | |
| RU2642938C2 (ru) | Ракетный двигатель в сборе | |
| RU2667845C1 (ru) | Система подачи криогенного топлива | |
| US9890948B2 (en) | Method for preheating feed water in steam power plants, with process steam outcoupling | |
| RU2423298C1 (ru) | Двигательная установка ракетного блока | |
| Borzenko et al. | Efficiency of steam generation in a hydrogen-oxygen steam generator of kilowatt-power class | |
| KR20140123048A (ko) | 발전소용 보조 증기 발생기 | |
| KR101686912B1 (ko) | 액화가스 공급 장치 | |
| US9151246B2 (en) | Thrust chamber and rocket engine system | |
| DK2910766T3 (en) | Device for evaporation of low-boiling liquefied gases | |
| RU2286924C2 (ru) | Двигательная установка ракетного блока | |
| US9803589B2 (en) | Device for heating a fluid | |
| KR101929606B1 (ko) | 액화가스 처리 시스템 | |
| RU2293200C2 (ru) | Способ работы системы подачи рабочего тела двигательной установки космического аппарата и устройство для его осуществления | |
| RU2569471C1 (ru) | Теплообменник | |
| EP3322883B1 (en) | An engine cooling system | |
| KR20160034522A (ko) | 액화가스 처리 시스템 | |
| CN111075573A (zh) | 一种舰船燃气轮机柴油闪蒸喷雾系统 | |
| KR101259951B1 (ko) | 폐열 공급 시스템 및 이를 구비한 선박 | |
| KR101549745B1 (ko) | 액화가스 처리 시스템 | |
| CN109882293A (zh) | 涡轮喷气发动机的具有燃料/空气换热器的液压和气动控制回路 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| RH4A | Copy of patent granted that was duplicated for the russian federation |
Effective date: 20120430 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200318 |