RU2450153C1 - Жидкостный ракетный двигатель - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2450153C1 RU2450153C1 RU2011104313/06A RU2011104313A RU2450153C1 RU 2450153 C1 RU2450153 C1 RU 2450153C1 RU 2011104313/06 A RU2011104313/06 A RU 2011104313/06A RU 2011104313 A RU2011104313 A RU 2011104313A RU 2450153 C1 RU2450153 C1 RU 2450153C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- chamber
- pump
- stage
- nozzle head
- Prior art date
Links
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в своем составе камеру с форсуночной головкой и рубашкой охлаждения, ТНА с насосами и двухступенчатой турбиной, питаемой газифицированным в рубашке охлаждения камеры компонентом топлива, при этом полость между первой и второй ступенью турбины ТНА сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу. Изобретение обеспечивает повышение надежности, энергетических характеристик за счет более рационального распределения потоков газа, питающего турбину. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Одной из основных задач, стоящих при создании ЖРД, является создание, по возможности, простой конструкции в сочетании с высокими энергетическими характеристиками. Эффективным схемным решением по созданию простой конструкции двигателя является применение схемы с использованием для привода турбины насосного агрегата энергии, получаемой в охлаждающем тракте камеры. По такой схеме выполнен целый ряд ЖРД, наиболее известным из которых является двигатель RL-10 А-1 (см. "Иностранные авиационные и ракетные двигатели", ЦИАМ, 1967).
Особенностью схемы двигателя RL-10 А-1 является получение рабочего газа турбины в рубашке охлаждения камеры путем газификации горючего без газогенератора и дожигания газа после турбины в камере сгорания.
Недостатком такого схемного решения являются относительно низкие энергетические возможности, обусловленные низкой степенью понижения давления газа на турбине, которая равна:
где πт- степень понижения давления газа на турбине;
Рпто - давление компонента (газа) после тракта охлаждения;
Рвхф - давление газа на входе в форсуночную головку камеры.
Для того, чтобы повысить энергетические возможности турбины, можно применить сброс газа из турбины в зону с более низким давлением, например во входную магистраль насоса.
Известен патент на ЖРД (№ патента РФ 2187684, класс МПК F02K 9/48, № заявки 2000124910/06), где двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного ТНА насос бустерного ТНА и смеситель, при этом выход насоса основного ТНА соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом охлаждения камеры сгорания, которая, в свою очередь, связана с турбинами основного и бустерного ТНА, выходы которых соединены со смесителем.
Недостатком этой схемы является повышенный подогрев жидкого компонента на входе в насос, поскольку все неиспользованное на турбине тепло сбрасывается в зону пред насосом. При таком схемном решении появляется опасность вскипания основного потока жидкости в насосе, развития кавитационных явлений, падения напора насоса и в конечном итоге нарушение мощностного баланса ТНА.
Целью предлагаемого изобретения является достижение большей надежности, более высоких энергетических характеристик ТНА, а следовательно, и всего двигателя безгенераторной схемы за счет более рационального распределения потоков газа, питающего турбину.
Указанная цель достигается тем, что полость между первой и второй ступенью турбины сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой двигателя, приведенной на фиг.1, где представлены следующие агрегаты:
1. Камера сгорания с охлаждающим трактом;
2. Насос окислителя;
3. Насос горючего;
4. Турбина (1-я ступень);
5. Турбина (2-я ступень);
6. Смеситель.
Агрегаты управления, регулирования и бустерные насосы агрегатов для упрощения приведенной схемы не показаны.
Двигатель работает следующим образом. Окислитель поступает на вход в насос 2, из него - в форсуночную головку камеры сгорания 1. Горючее (например, жидкие водород или метан) из бака ракеты поступает на вход в насос 3 и далее в охлаждающий тракт камеры сгорания 1, где оно газифицируется. Из охлаждаемого тракта камеры газифицированное и подогретое горючее поступает на 1-ую ступень турбины, после которой основная часть горючего поступает в форсуночную головку камеры, а оставшаяся часть на 2-ую ступень турбины. После 2-ой ступени эта часть горючего подается на смеситель с низким давлением, в котором происходит его конденсация. Соотношение расходов газа, поступающего в форсуночную головку камеры и на вход в двигатель, подбирается таким образом, чтобы обеспечивался процесс конденсации газа на входе в насос без вскипания основного потока жидкости, т.е. чтобы выполнялось условие превышения давления в смеси над давлением насыщенных паров.
Claims (1)
- Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в своем составе камеру с форсуночной головкой и рубашкой охлаждения, ТНА с насосами и двухступенчатой турбиной, питаемой газифицированным в рубашке охлаждения камеры компонентом топлива, отличающийся тем, что полость между первой и второй ступенью турбины ТНА сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011104313/06A RU2450153C1 (ru) | 2011-02-07 | 2011-02-07 | Жидкостный ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011104313/06A RU2450153C1 (ru) | 2011-02-07 | 2011-02-07 | Жидкостный ракетный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2450153C1 true RU2450153C1 (ru) | 2012-05-10 |
Family
ID=46312304
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011104313/06A RU2450153C1 (ru) | 2011-02-07 | 2011-02-07 | Жидкостный ракетный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2450153C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2514466C1 (ru) * | 2013-01-22 | 2014-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2544684C1 (ru) * | 2014-01-09 | 2015-03-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2531141A1 (fr) * | 1982-07-28 | 1984-02-03 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Moteur-fusee a propergol liquide du type a courant derive pour le fonctionnement dans l'espace vide d'air |
US4589253A (en) * | 1984-04-16 | 1986-05-20 | Rockwell International Corporation | Pre-regenerated staged-combustion rocket engine |
US4998410A (en) * | 1989-09-05 | 1991-03-12 | Rockwell International Corporation | Hybrid staged combustion-expander topping cycle engine |
RU2149276C1 (ru) * | 1999-04-20 | 2000-05-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2187684C2 (ru) * | 2000-10-03 | 2002-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им. М.В.Келдыша" | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель |
RU2233990C2 (ru) * | 2002-07-12 | 2004-08-10 | ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель с тепловым модулем, тепловой модуль и способ получения бессажевого газа в тепловом модуле |
-
2011
- 2011-02-07 RU RU2011104313/06A patent/RU2450153C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2531141A1 (fr) * | 1982-07-28 | 1984-02-03 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Moteur-fusee a propergol liquide du type a courant derive pour le fonctionnement dans l'espace vide d'air |
US4589253A (en) * | 1984-04-16 | 1986-05-20 | Rockwell International Corporation | Pre-regenerated staged-combustion rocket engine |
US4998410A (en) * | 1989-09-05 | 1991-03-12 | Rockwell International Corporation | Hybrid staged combustion-expander topping cycle engine |
RU2149276C1 (ru) * | 1999-04-20 | 2000-05-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2187684C2 (ru) * | 2000-10-03 | 2002-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им. М.В.Келдыша" | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель |
RU2233990C2 (ru) * | 2002-07-12 | 2004-08-10 | ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель с тепловым модулем, тепловой модуль и способ получения бессажевого газа в тепловом модуле |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2514466C1 (ru) * | 2013-01-22 | 2014-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2544684C1 (ru) * | 2014-01-09 | 2015-03-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4562129B2 (ja) | ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置 | |
RU2158839C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза | |
US8381508B2 (en) | Closed-cycle rocket engine assemblies and methods of operating such rocket engine assemblies | |
RU2641791C2 (ru) | Способ и устройство для питания ракетного двигателя | |
EP2275656A2 (en) | System for cooling cooling-air in a gas turbine engine | |
RU2352804C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2520771C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель по схеме с дожиганием генераторного газа | |
RU2450153C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2545615C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
US20130186097A1 (en) | Liquid Fuel Heating System | |
RU2302547C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
US9169777B2 (en) | Gas turbine engine with water and steam injection | |
RU2612512C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2299345C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска | |
RU2386832C1 (ru) | Способ форсирования авиационного двигателя | |
JPH01208523A (ja) | ガスタービン機関とその動力出力を増加する方法 | |
RU2544684C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2300657C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2594828C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
US20160237951A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
RU2376483C1 (ru) | Атомный газотурбинный двигатель с форсажем | |
RU2551712C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2539315C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
RU2506444C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2386829C1 (ru) | Гиперзвуковой турбоэжекторный двигатель |