RU2443894C1 - Three-component liquid rocket engine and method of its operation - Google Patents
Three-component liquid rocket engine and method of its operation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2443894C1 RU2443894C1 RU2010148992/06A RU2010148992A RU2443894C1 RU 2443894 C1 RU2443894 C1 RU 2443894C1 RU 2010148992/06 A RU2010148992/06 A RU 2010148992/06A RU 2010148992 A RU2010148992 A RU 2010148992A RU 2443894 C1 RU2443894 C1 RU 2443894C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- pump
- combustion chamber
- gas generator
- pumps
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многокамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и на двух видах горючего, например на углеводородном горючем и жидком водороде. В качестве окислителя может использоваться жидкий кислород.The invention relates to rocket technology, specifically to multi-chamber liquid-propellant rocket engines made in a closed circuit, with afterburning of gas-generating gas, operating on an oxidizer and on two types of fuel, for example, hydrocarbon fuel and liquid hydrogen. Liquid oxygen may be used as an oxidizing agent.
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.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use as part of space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of space vehicles, 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.
Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The disadvantage of this engine is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.
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.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.
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. 09/27/2002 This LPRE 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. 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.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. 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 по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г, 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.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. 09/10/2003 g, 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.
Недостаток - двигатель предназначен для работы на двух компонентах.The disadvantage is that the engine is designed to operate on two components.
Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Этот двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород - не являются самовоспламеняющимися.Known three-component rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2065985. This engine contains a combustion chamber, three TNA turbopump units intended for pumping an oxidizing agent, a first fuel and a second fuel, and a three-component gas generator. In this case, the engine can operate on one fuel or at the same time on two fuel. However, the engine has drawbacks: the complexity of the design and the large number of valves and the presence of three turbopump units reduces the reliability of the engine, because failure of any unit will lead to an accident. With such an engine design, it is technically difficult to realize a multiple start, as the most likely presumed components of rocket fuel: liquid oxygen, hydrocarbon fuel (kerosene) and liquid hydrogen are not self-igniting.
Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип, который содержит одну камеру сгорания и от трех до шести турбонасосных агрегатов: для подачи окислителя, первого горючего и второго горючего. Охлаждение камеры сгорания выполняется вторым горючим (водородом), т.е. работа двигателя только на первом и только на втором горючем не предусмотрена. Это является одним из недостатков схемы. Кроме того, наличие 3…6 турбонасосных агрегатов, большого количества клапанов значительно снижает надежность двигателя. Для привода всех турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) используют водород, подогретый в рубашке охлаждения камеры сгорания. Подогретый водород обладает большим энергетическим потенциалом и энергии водорода вполне достаточно для привода всех ТНА, но стоимость водорода на два-три порядка выше стоимости углеводородного горючего. Применение дорогостоящего водорода оправдана для второй и последующих ступеней ракеты-носителя, т.к. при сгорании водорода в камерах сгорания ЖРД они могут создать значительно большую силу тяги и обеспечить лучшие характеристики двигателей по сравнению с работающими на углеводородном топливе. В целом одновременно сжигание первого и второго (более дорогостоящего горючего, например, водорода) с момента запуска многоступенчатой ракеты-носителя до вывода полезной нагрузки на орбиту приведет к удорожанию программы запуска ракет-носителей и не оправдано с экономической точки зрения.Known three-component liquid rocket engine according to US patent No. 4771600, a prototype that contains one combustion chamber and from three to six turbopump units: for supplying an oxidizing agent, a first fuel and a second fuel. The combustion chamber is cooled by a second fuel (hydrogen), i.e. engine operation only on the first and only on the second fuel is not provided. This is one of the drawbacks of the circuit. In addition, the presence of 3 ... 6 turbopump units, a large number of valves significantly reduces engine reliability. To drive all the turbines of the turbopump units (TNA), hydrogen is used, heated in the cooling jacket of the combustion chamber. Heated hydrogen has a large energy potential and hydrogen energy is enough to drive all THA, but the cost of hydrogen is two to three orders of magnitude higher than the cost of hydrocarbon fuel. The use of expensive hydrogen is justified for the second and subsequent stages of the launch vehicle, because during the combustion of hydrogen in the combustion chambers of the liquid propellant rocket engines they can create significantly greater thrust and provide better engine performance compared to those using hydrocarbon fuels. In general, simultaneously burning the first and second (more expensive fuel, for example, hydrogen) from the moment a multi-stage launch rocket is launched until the payload is put into orbit will make the launch program launch more expensive and not economically justified.
Недостатки: сложность схемы и плохие технические характеристики двигателя и ракеты, на которой двигатель установлен.Disadvantages: the complexity of the circuit and poor technical characteristics of the engine and the rocket on which the engine is mounted.
Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов при минимальных затратах на запуск ракеты, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.Objectives of the invention: ensuring the optimal operation of the rocket engine in a wide range of modes at the minimum cost of launching a rocket, increasing reliability, increasing the power and characteristics of the rocket engine.
Решение указанных задач достигнуто в трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, отличающемся тем, что турбонасосный агрегат содержит два насоса горючего и два дополнительных насоса горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом насосы первого горючего, дополнительный насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего соединены через пускоотсечные клапаны и регуляторы расхода с газогенератором и камерой сгорания.The solution of these problems was achieved in a three-component liquid rocket engine containing at least one combustion chamber with a jet nozzle having a regenerative cooling system, a gas generator, a turbopump unit containing a turbine, a gas generator, an oxidizer pump and fuel pumps, characterized in that the turbopump unit contains two pumps fuel and two additional fuel pumps, which are designed for sequential operation in the first and second fuel, without changing the oxidizer, while the pumps the first fuel, an additional pump of the first fuel, a pump of the second fuel and an additional pump of the second fuel are connected through start-off valves and flow controllers with a gas generator and a combustion chamber.
Двигатель имеет блок управления, а все клапаны и регуляторы расхода соединены электрическими связями с блоком управления. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления.The engine has a control unit, and all valves and flow controllers are electrically connected to the control unit. A drain pipe comprising a drain valve is connected between an additional second fuel pump and a second fuel shutoff valve. A temperature sensor is installed in front of the drain valve and is connected by electrical connection to the control unit.
Решение указанных задач достигнуто в способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через реактивное сопло, отличающемся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее, постепенно увеличивая его расход, и одновременно снижают расход первого горючего по полного его отключения. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. Перед подачей второго горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры, установленному перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего. Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:The solution of these problems was achieved in the method of operation of a three-component rocket engine, which includes supplying an oxidizer and fuel to the gas generator and at least one combustion chamber, igniting them and emitting combustion products through a jet nozzle, characterized in that after the first fuel is generated into the gas generator and each combustion chamber serves a second fuel, gradually increasing its consumption, and at the same time reduce the consumption of the first fuel by turning it off completely. Liquid oxygen is used as an oxidizing agent, hydrocarbon fuel is used as the first fuel, and liquid hydrogen is used as the second fuel. Before the second fuel is supplied, the fuel pipelines and the regenerative cooling system of each nozzle are purged with inert gas to remove residues of the first fuel. Before the second fuel is supplied to the gas generator and the combustion chamber, the second fuel pump and the additional second fuel pump are cooled by dumping the second fuel through the drain valve until the liquid phase is obtained in the drain pipe, which is monitored by the temperature sensor installed in front of the drain valve. After the engine is turned off, the regenerative cooling system of each nozzle is purged with inert gas to remove residual second fuel. The invention is illustrated in figure 1 ... 3, where:
на фиг.1 приведена схема трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя,figure 1 shows a diagram of a three-component liquid rocket engine,
на фиг.2 приведен вид А головки камеры сгорания,figure 2 shows a view A of the head of the combustion chamber,
на фиг.3 приведена схема охлаждения камеры сгорания.figure 3 shows the cooling circuit of the combustion chamber.
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…3) содержит не менее одной камеры сгорания 1, имеющей сильфон 2. Для примера приведен двигатель с одной камерой сгорания 1, имеющей сопло 3. Сопло 3 выполнено с системой регенеративного охлаждения (рубашкой охлаждения), образованной зазором «Б» между двойными стенками сопла 3. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель имеет один общий для всех камер сгорания 1, если применено несколько камер сгорания 3, турбонасосный агрегат (ТНА) 4, содержащий, в свою очередь, газогенератор 5, турбину 6 и насос окислителя 7 (фиг.1). Кроме того, ТНА 4 содержит насос второго горючего 8, установленный непосредственно под насосом окислителя 7, дополнительный насос второго горючего 9, насос первого горючего 10 и дополнительный насос первого горючего 11. Все насосы, а именно 7, 8, 9, 10 и 11 установлены соосно с турбиной 6. Выход из турбины 6 через выхлопной коллектор турбины 12 и газовод(ы) 13 соединен с головкой (головками) 14 камеры (камер) сгорания 1. Конструкция головки 14 камеры сгорания 1 приведена на фиг.2. Головка 14 содержит выравнивающую решетку 15, среднюю плиту 16 и нижнюю плиту 17. Выше средней плиты 16 образована полость «В», между плитами 16 и 17 - полость «Г», ниже нижней плиты 17 - полость «Д» камеры сгорания 1. В головке камеры сгорания 1 установлены форсунки газогенераторного газа 18, которые сообщают полости «В» и «Д», и форсунки горючего 19, соединяющие полости «Г» и «Д».A three-component liquid rocket engine (FIGS. 1 ... 3) contains at least one
Выход из насоса окислителя 7 (фиг.1) трубопроводом окислителя 20, содержащим клапан окислителя 21, соединен с входом в газогенератор 5. Выход из насоса второго горючего 8 трубопроводом 22 соединен с дополнительным насосом второго горючего 9. Выход из насоса первого горючего 10 трубопроводом 23 соединен с входом в дополнительный насос первого горючего 11. Выход из насоса второго горючего 8 трубопроводом 24, содержащим первый отсечной клапан второго горючего 25 и регулятор 26, соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 27, а выход из насоса и первого горючего 10 трубопроводом 28, содержащим пускоотсечной клапан первого горючего 29, регулятор расхода 30, соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 27. Выход из дополнительного насоса второго горючего 9 трубопроводом 31, содержащим пускоотсечной клапан 32 и регулятор 33, соединен с входом в газогенератор 5. Выход из дополнительного насоса первого горючего 11 трубопроводом 34, содержащим пускоотсечной клапан 35 и регулятор расхода 36, соединен также со входом в газогенератор 5. Между дополнительным насосом второго горючего 9 и пускоотсечным клапаном 32 подсоединен дренажный трубопровод 37 с дренажным клапаном 38. Перед дренажным клапаном 38 установлен датчик температуры 39, предназначенный для автоматического контроля процесса охлаждения насоса второго горючего 8 и дополнительного насоса второго горючего 9 перед запуском двигателя на втором горючем. Если этого не сделать, то второе горючее нагреется в подводящих трубопроводах и придет на вход насоса в газообразной фазе, что сорвет работу насоса, не приспособленного для перекачки газа.The outlet of the oxidizer pump 7 (Fig. 1) by the oxidizer pipe 20 containing the oxidizer valve 21 is connected to the inlet of the gas generator 5. The outlet of the second fuel pump 8 by a pipe 22 is connected to an additional second fuel pump 9. The output of the first fuel pump 10 by a pipe 23 connected to the inlet to the additional pump of the first fuel 11. The output of the second fuel pump 8 by a
Двигатель 6 содержит блок управления 40, который электрическими связями 41 соединен с пускоотсечными клапанами 25, 29 и 32 и дренажным клапаном 38, а также с датчиком температуры 39 и регуляторами 26, 30, 33 и 36 (фиг.1 и 3). Кроме того, в пневмогидравлической схеме двигателя предусмотрена система продувки инертным газом, содержащая баллон с инертным газом 42, трубопровод 43 и клапан 44.The engine 6 contains a control unit 40, which is connected by electrical connections 41 to the start-off
Схема охлаждения камеры сгорания 1 двигателя приведена на фиг.3. К главному коллектору горючего 27, который установлен в районе критического сечения сопла 3, подведены трубопроводы 45 и 28.The cooling circuit of the
Двигатель оборудован баллоном со сжатым инертным газом 42, который трубопроводом 43, содержащим клапан продувки 44, соединен с главным коллектором горючего 27.The engine is equipped with a canister of compressed
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРДTECHNICAL CHARACTERISTIC OF LRE
Компоненты ракетного топливаPropellant components
Двигатель запускается в два этапа: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем. Окислитель (предпочтительно жидкий кислород) при переключении не меняется. В качестве первого горючего предпочтительно использовать углеводородное горючее (керосин), а в качестве второго горючего - жидкий водород.The engine starts in two stages: first on the first fuel, and then on the second fuel. The oxidizing agent (preferably liquid oxygen) does not change upon switching. It is preferable to use hydrocarbon fuel (kerosene) as the first fuel, and liquid hydrogen as the second fuel.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 40 по электрическим связям 41 команда подается на ракетные клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг.1…3 не показаны). После заливки насосов окислителя 7 и первого горючего 10 открывают клапаны 21 и 35 и пускоотсечной клапан 32, установленные за насосом окислителя 7, после насоса первого горючего 10 и после дополнительного насоса первого горючего 11. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 7, насос первого горючего 10, а также насос первого дополнительного горючего 11, одновременно окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 5, где воспламеняются. Газогенераторный газ и первое горючее подается в камеры сгорания 1. Первое горючее охлаждает сопло 3 (сопла), проходя через зазор «Б» (фиг.2 и 3), выходит в полость «Г». Газогенераторный газ и первое горючее соответственно через форсунки 18 и 19 поступают в полость «Д» камеры (камер) сгорания 1.In the initial position, all engine valves are closed. When starting the liquid propellant rocket engine on the first fuel from the control unit 40 via electrical connections 41, the command is sent to the rocket valves of the oxidizer and fuel (rocket valves are not shown in FIGS. 1 ... 3). After filling the oxidizer pumps 7 and the first fuel 10, open the valves 21 and 35 and the start-off valve 32, installed behind the oxidizer pump 7, after the first fuel pump 10 and after the additional pump of the first fuel 11. The oxidizing agent and the first fuel enter the oxidizer pumps 7, the pump of the first fuel 10, as well as the pump of the first additional fuel 11, simultaneously the oxidizing agent and the first fuel are supplied to the gas generator 5, where they are ignited. The gas-generating gas and the first fuel are fed into the
Для переключения двигателя на второе горючее подают сигнал на перекрытие регуляторов 30 и 36. Одновременно открывают дренажный клапан 38 и охлаждают насосы 8 и 9. Контроль охлаждения осуществляет автоматически датчик температуры 39. При достижении температуры кипения второго горючего в месте установки датчика температуры (- 254°С для водорода) закрывают дренажный клапан 38 и открывают пускоотсечные клапаны 25 и 32, второе горючее поступает в газогенератор 5 и в камеру сгорания 1 одновременно с первым. Далее постепенно открывают регуляторы 26 и 33. Одновременно постепенно и синхронно закрывают регуляторы расхода 30 и 36 до полного закрытия, двигатель продолжает работать создавая ту же силу тяги, что и при работе на первом горючем, но он будет иметь более высокие удельные характеристики (удельную тягу), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое.To switch the engine to the second fuel, a signal is sent to shut off the
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв сначала клапаны на входе в ТНА (на фиг.1…3 не показано) и клапаны 21, 29, 32 и 35. Потом повторно включают продувку рубашки камеры сгорания инертным газом, открыв продувочный клапан 44. Это уменьшает время догорания остатков топлива, засорение каналов системы регенеративного охлаждения камеры сгорания.When the engine is turned off, the flow of the oxidizer and the second fuel is stopped by first closing the valves at the inlet to the TNA (not shown in FIGS. 1 ... 3) and
Применение изобретения позволило следующее.The application of the invention allowed the following.
1. Улучшить удельные энергетические характеристики ЖРД при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.1. To improve the specific energy characteristics of the rocket engine during its operation at the final stage of the launch program launch.
2. Повысить надежность работы двигателя за счет постепенного переключения с первого горючего на второе. Это позволит исключить из программы работы двигателя период, когда он не работает и не создает силу тяги, что может неблагоприятно сказаться на программе выполнения полета ракеты, которой оборудованы такие двигатели.2. To increase the reliability of the engine by gradually switching from the first fuel to the second. This will allow to exclude from the engine operation program the period when it does not work and does not create traction, which can adversely affect the missile flight program, which such engines are equipped with.
3. Повысить надежность камеры сгорания и ТНА за счет:3. To increase the reliability of the combustion chamber and TNA due to:
- продувки камеры сгорания инертным газом при переключении на второе горючее и при выключении работы двигателя,- purging the combustion chamber with inert gas when switching to a second fuel and when the engine is turned off,
- ускорения охлаждения насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего и обеспечения автоматического контроля за процессом охлаждения за счет применения специальной компоновки насосов в составе ТНА и применения дренажного клапана и датчика температуры,- accelerating the cooling of the second fuel pump and the additional second fuel pump and providing automatic control of the cooling process through the use of a special arrangement of pumps in the TNA and the use of a drain valve and a temperature sensor,
- согласования работы пускоотсечных клапанов и регуляторов расхода применением блока управления.- coordination of the start-off valves and flow controllers using the control unit.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010148992/06A RU2443894C1 (en) | 2010-11-30 | 2010-11-30 | Three-component liquid rocket engine and method of its operation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010148992/06A RU2443894C1 (en) | 2010-11-30 | 2010-11-30 | Three-component liquid rocket engine and method of its operation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2443894C1 true RU2443894C1 (en) | 2012-02-27 |
Family
ID=45852348
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010148992/06A RU2443894C1 (en) | 2010-11-30 | 2010-11-30 | Three-component liquid rocket engine and method of its operation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2443894C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107843434A (en) * | 2017-10-18 | 2018-03-27 | 西安航天动力试验技术研究所 | Liquid propellant rocket engine test low temperature low discharge chilldown system and forecooling method |
| 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 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4771599A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine with injector |
| US4771600A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine |
| RU2382223C1 (en) * | 2008-12-18 | 2010-02-20 | Сергей Евгеньевич Варламов | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation |
| RU2385274C1 (en) * | 2008-12-22 | 2010-03-27 | Сергей Евгеньевич Варламов | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine |
| RU2390476C1 (en) * | 2008-12-22 | 2010-05-27 | Николай Борисович Болотин | Multi-stage |
-
2010
- 2010-11-30 RU RU2010148992/06A patent/RU2443894C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4771599A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine with injector |
| US4771600A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine |
| RU2382223C1 (en) * | 2008-12-18 | 2010-02-20 | Сергей Евгеньевич Варламов | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation |
| RU2385274C1 (en) * | 2008-12-22 | 2010-03-27 | Сергей Евгеньевич Варламов | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine |
| RU2390476C1 (en) * | 2008-12-22 | 2010-05-27 | Николай Борисович Болотин | Multi-stage |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107843434A (en) * | 2017-10-18 | 2018-03-27 | 西安航天动力试验技术研究所 | Liquid propellant rocket engine test low temperature low discharge chilldown system and forecooling method |
| CN107843434B (en) * | 2017-10-18 | 2019-07-16 | 西安航天动力试验技术研究所 | The small flow chilldown system of liquid propellant rocket engine test low temperature and forecooling method |
| 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 | |
| EP3447274B1 (en) | Electric power-assisted liquid-propellant rocket propulsion system | |
| JP2007205353A (en) | Device and method for starting ramjet/scramjet engine | |
| RU2386844C1 (en) | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2648480C2 (en) | Starting device for rocket motor turbopump | |
| WO1996008646A1 (en) | Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2545615C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit | |
| RU2385274C1 (en) | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2443894C1 (en) | Three-component liquid rocket engine and method of its operation | |
| RU2412370C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
| RU2390476C1 (en) | Multi-stage | |
| RU2382228C1 (en) | Adjustable liquid propellant rocket engine | |
| RU2318129C1 (en) | Turbo-pump unit of liquid-propellant engine | |
| RU2378166C1 (en) | Multi-stage rocket carrier, method of its launching and nuclear rocket engine | |
| RU2495273C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2531833C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2476709C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2381152C1 (en) | Multi-stage carrier rocket with nuclear rocket engines | |
| RU2302548C1 (en) | Turbopump set of liquid-propellant rocket engine |