RU2542623C1 - Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка - Google Patents
Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка Download PDFInfo
- Publication number
- RU2542623C1 RU2542623C1 RU2013142717/06A RU2013142717A RU2542623C1 RU 2542623 C1 RU2542623 C1 RU 2542623C1 RU 2013142717/06 A RU2013142717/06 A RU 2013142717/06A RU 2013142717 A RU2013142717 A RU 2013142717A RU 2542623 C1 RU2542623 C1 RU 2542623C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- fuel
- kerosene
- polymer
- pure
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Lubricants (AREA)
- Liquid Carbonaceous Fuels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ работы кислородно-керосиновых ЖРД и ракетная двигательная установка, основанный на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающий подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, причем полимерную ПТП вводят из дополнительного бачка и смешивают с потоком чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего двигателя в процессе запуска и работы двигателя в смесителе, установленном в этой магистрали. В качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полиизобутилена (ПИБ) в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина или раствор полимеров высших альфа-олефинов в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина. Ракетная двигательная установка содержит жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (чистый керосин), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, кроме того, она содержит дополнительный бачок, заполненный раствором полимера высших альфа-олефинов и имеющий вытеснительную систему подачи указанного полимера во входную магистраль горючего для смешения его с чистым керосином в процессе работы двигателя, при этом дополнительный бачок имеет две полости, разделенные мембраной так, что одна из полостей, жидкостная, соединена с входной магистралью двигателя, а другая, газовая, соединена с газовым баллоном высокого давления через клапан и редуктор давления. Изобретение обеспечивает повышение массы полезной нагрузки, выводимой на околоземную орбиту. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Область техники
Данное изобретение относится к ракетной технике, а конкретно, к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем.
Предшествующий уровень техники
В современной ракетно-космической отрасли широко используются кислородно-керосиновые жидкостные ракетные двигатели, выполненные по схеме с дожиганием турбогаза в камере сгорания и характеризуемые высокой энергетической эффективностью в сочетании с доступностью и экологической чистотой компонентов топлива.
Способ работы таких двигателей состоит в том, что турбина турбонасосного агрегата, питаясь рабочим газом из газогенератора, приводит в действие насосы, которые подают компоненты топлива в газогенератор и камеру сгорания, причем рабочий газ из газогенератора после срабатывания на турбине турбонасосного агрегата попадает в камеру сгорания, где происходит его дожигание. Таким образом, энергия топлива используется максимально полно (см., например, книгу: Козлов А.А. и др. Система питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М., Машиностроение, 1988, стр. 115-125).
Данное решение принимаем за аналог.
Однако такой схеме присущи и недостатки, поскольку при использовании для привода турбины высокотемпературного окислительного газа сохраняется потенциальная опасность возгорания проточной части окислительного тракта. Кроме того, в некоторых случаях возникают трудности, связанные с ограниченной охлаждающей способностью керосина.
Известен также способ работы кислородно-керосинового ЖРД, основанный на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающий подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя (см. заявку RU на изобретение №2010137222 от 08.09.2010 г., публикация 20.03.2012, Бюл. №8).
Применение полимерной присадки в ЖРД с дожиганием турбогаза позволяет:
- либо понизить температуру генераторного газа на входе в турбину на 50°-60°C при номинальном значении тяги. Тем самым повышается стойкость к возгоранию в газовом тракте, улучшается напряженно-деформированное состояние конструкции и, следовательно, повышается ресурс и надежность двигателя в целом;
- либо, не повышая температуру генераторного газа, форсировать двигатель по тяге, что дает увеличение массы полезного груза, выводимого носителем.
В двигателях без дожигания уменьшение потребной мощности ТНА позволит уменьшить запас рабочего тела турбины на борту ракеты-носителя (РН). Это дает увеличение массы полезного груза, выводимого на околоземную орбиту.
Недостатками технологии введения полимерной присадки в чистый керосин при заправке ракеты-носителя компонентами топлива на стартовой позиции являются:
- необходимо иметь резервную емкость на стартовой позиции, куда будет сливаться горючее с полимерной присадкой в случае отмены запуска ракеты-носителя;
- усложняется технология термостатирования горючего, содержащего полимерную присадку, в баках ракеты-носителя, так как исключается циркуляция горючего с помощью центробежных насосов из-за опасности деструкции молекул полимера.
Задачей настоящего изобретения является создание способа работы кислородно-керосинового двигателя, позволяющего исключить указанные недостатки, снизить материальные затраты и упростить работу двигателя с использованием полимерных присадок ПТП.
Эта задача решена за счет того, что в способе работы кислородно-керосиновых ЖРД, основанном на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающем подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, полимерную ПТП вводят в поток чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего в процессе запуска и работы двигателя через смеситель, установленный в этой магистрали.
Кроме того, в качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полиизобутилена (ПИБ) в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина или раствор полимеров высших альфа-олифинов в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина.
Технический результат состоит в существенном упрощении технологии смешения полимерных ПТП с чистым керосином.
Перечень чертежей
На фиг. 1 приведена принципиальная схема ЖРД, на фиг. 2 приведен фрагмент увеличенного сечения магистрали горючего со смесителем, на фиг. 3 приведена принципиальная схема ракетной двигательной установки.
Пример реализации изобретения
ЖРД (фиг. 1) содержит камеру двигателя 1, турбонасосный агрегат 2, насос окислителя 3, насос горючего 4 и турбину 5. Камера двигателя 1 содержит смесительную головку 6 и систему регенеративного охлаждения (не показана). Двигатель включает топливные магистрали горючего 7 и окислителя 8. Магистраль горючего 7 соединена с насосом горючего 4, выход из которого через тракт регенеративного охлаждения камеры соединен с форсуночной головкой 6. Магистраль окислителя 8 соединена с насосом окислителя 3, выход из которого соединен с форсуночной головкой 6. Двигатель включает также дополнительный бачок 9, который залит раствором полимерной противотурбулентной присадки (ПТП). Выход из дополнительного бачка 9 через пускоотсечной клапан 10 соединен со смесителем 11 (фиг. 2), установленным во входной магистрали горючего 7. Соединение смесителя 11 с магистралью горючего 7 осуществляется посредством трубопровода 12.
Работа устройства
При запуске двигателя срабатывает вытеснительная система, обеспечивающая выдавливание раствора ПТП из дополнительного бачка 9 в смеситель 11, а из него в поток чистого керосина, поступающего в магистраль горючего 7.
В результате исключается смешение полимерных ПТП с чистым керосином в расходных баках ракетной двигательной установки.
Известна ракетная двигательная установка, включающая маршевый однокамерный двигатель с турбонасосной подачей компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (жидкий водород), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, и агрегаты автоматики (см. патент RU №2175398, МПК F02K 1/00, 1999 г.). Аналог.
В этой установке применяемая топливная пара является наилучшей из всех известных топлив. Однако низкая плотность жидкого водорода существенно ограничивает применение его на первых ступенях РН совместно с жидким кислородом. Кроме того, есть трудности с его хранением в баках, и он обладает сравнительно высокой стоимостью.
Известна ракетная двигательная установка, содержащая жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (керосин, смешанный с полимерной противотурбулентной присадкой (ПТП), представляющей раствор полиизобутилена в керосине с концентраций 0,6…0,8), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, и агрегаты автоматики (см. заявку RU на изобретение №2010137222 от 08.09.2010, публикация 20.03.2012, Бюл. №8).
К недостаткам по использованию топлива - керосина, смешанного с раствором полиизобутилена и находящегося в баке ракеты, относится следующее:
- необходимость применения специальных емкостей для подготовки и хранения указанного топлива на стартовой позиции;
- деструкция полимерных присадок при хранении и перекачке топлива в бак горючего двигательной установки;
- возможность «загрязнения» полимерными присадками трубопровода, арматуры, насосов при перекачке этого топлива из специальных емкостей по оборудованию общего пользования.
Задачей настоящего изобретения является создание ракетной двигательной установки, не имеющей указанных недостатков.
Эта задача решена за счет того, что в ракетной двигательной установке, содержащей жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (чистый керосин), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, при этом она содержит дополнительный бачок, заполненный раствором полимера высших альфа-олефинов в керосине и имеющий вытеснительную систему подачи указанного раствора полимера во входную магистраль горючего для смешения его с чистым керосином в процессе запуска и работы двигателя. При этом дополнительный бачок имеет две полости, разделенные мембраной, причем одна из полостей - жидкостная, соединена с входной магистралью горючего двигателя, а другая - газовая, соединена с газовым баллоном высокого давления через клапан и редуктор давления.
Ракетная двигательная установка (фиг. 3) содержит жидкостный ракетный двигатель, включающий камеру двигателя 1, турбонасосную систему подачи компонентов топлива 2, включающую насос окислителя 3, насос горючего 4 и турбину 5. Камера двигателя 1 содержит смесительную головку 6 и систему регенеративного охлаждения. Двигатель включает также магистрали горючего 7 и окислителя 8. Магистраль горючего 7 соединена с насосом горючего 4, выход из которого через тракт регенеративного охлаждения камеры соединен с форсуночной головкой 6. Магистраль окислителя 8 соединена с насосом окислителя 3, выход из которого соединен с форсуночной головкой 6. Двигатель включает также дополнительный бачок 9, который залит раствором полимерной противотурбулентной присадки. Выход из дополнительного бачка 9 через пускоотсечной клапан 10 соединен со смесителем 11 (фиг. 2), установленным во входной магистрали горючего 7. Соединение смесителя 11 с магистралью горючего 7 осуществляется посредством трубопровода 12.
Дополнительный бачок 9 имеет две полости 13 и 14, разделенные мембраной 15. Полость 14 заполнена раствором полимера ПТП, например раствором полимера высших альфа-олефинов, а полость 13 заполняется сжатым газом. Эта полость через редуктор давления 16 соединена с баллоном 17 сжатого газа.
Двигательная установка содержит бак горючего 18, который заполнен чистым керосином, и бак окислителя 19, который заполнен жидким кислородом. Указанные баки через входные магистрали горючего и окислителя 7 и 8 соединены с насосами горючего 4 и окислителя 3 соответственно.
Работа двигательной установки
При запуске двигательной установки жидкий кислород из бака 19 по топливной магистрали окислителя 8 поступает в насос окислителя 3, а из него подается в смесительную головку 6 камеры двигателя 1. Горючее из бака 18 по топливной магистрали 7 поступает в насос горючего 4, а затем поступает в смесительную головку 6 через тракт регенеративного охлаждения камеры 1. В камере 1 происходит сгорание указанных компонентов топлива с образованием газообразных продуктов сгорания высокой температуры и давления, которые, расширяясь в сопле, создают тягу двигателя.
Одновременно при запуске двигательной установки срабатывает вытеснительная система, обеспечивающая выдавливание указанного полимера ПТП из дополнительного бачка 9 во входную топливную магистраль горючего 7. Для этого сжатый газ из баллона 17 через редуктор давления 16 поступает в газовую полость 13 дополнительного бачка 9 и вытесняет полимер ПТП из полости 14, который через пускоотсечной клапан 10 и трубопровод 12 поступает в смеситель 11, а из него в поток чистого керосина.
Благодаря сверхвысокой молекулярной массе (порядка 107) полимеров высших альфа-олефинов линейной структуры, максимальное снижение сопротивления (60…70%) наблюдается при чрезвычайно низких концентрациях полимера - менее 0,001%. В этом случае объем концентрированного раствора высших альфа-олефинов, необходимого для проведения полноразмерного огневого испытания двигателя тягой порядка 200 тс составит 30 л и даже менее. Столь маленькая емкость дополнительного бачка может быть включена в состав компоновки двигателя, так как она практически не увеличивает его массу.
Таким образом, этот двигатель может быть применен в составе ракетных двигательных установок.
Промышленное применение
Изобретение найдет применение в ракетной технике при модернизации кислородно-керосиновых двигателей и ракетных двигательных установок. Это применение позволяет повысить полезную нагрузку, выводимую на околоземную орбиту.
Claims (5)
1. Способ работы кислородно-керосиновых ЖРД, основанный на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающий подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования газообразных продуктов сгорания высокой температуры и давления и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, отличающийся тем, что полимерную ПТП вводят из дополнительного бачка и смешивают с потоком чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего двигателя в процессе запуска и работы двигателя в смесителе, установленном в этой магистрали.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полиизобутилена (ПИБ) в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полимеров высших альфа-олефинов в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина.
4. Ракетная двигательная установка, содержащая жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (чистый керосин), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, отличающаяся тем, что она содержит дополнительный бачок, заполненный раствором полимера высших альфа-олефинов и имеющий вытеснительную систему подачи указанного полимера во входную магистраль горючего для смешения его с чистым керосином в процессе работы двигателя.
5. Ракетная двигательная установка по п.4, отличающаяся тем, что дополнительный бачок имеет две полости, разделенные мембраной, при этом одна из полостей - жидкостная, соединена с входной магистралью горючего двигателя, а другая - газовая, соединена с газовым баллоном высокого давления через клапан и редуктор давления.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013142717/06A RU2542623C1 (ru) | 2013-09-20 | 2013-09-20 | Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013142717/06A RU2542623C1 (ru) | 2013-09-20 | 2013-09-20 | Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2542623C1 true RU2542623C1 (ru) | 2015-02-20 |
| RU2013142717A RU2013142717A (ru) | 2015-03-27 |
Family
ID=53286502
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013142717/06A RU2542623C1 (ru) | 2013-09-20 | 2013-09-20 | Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2542623C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2612135C1 (ru) * | 2015-12-28 | 2017-03-02 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (ТГУ, НИ ТГУ) | Способ получения антитурбулентной присадки для углеводородных ракетных топлив |
| CN111058967A (zh) * | 2019-03-29 | 2020-04-24 | 张英华 | 一种高频爆燃航天发动机及控制方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1061251A2 (en) * | 1999-06-16 | 2000-12-20 | Fleetguard, Inc. | Fuel filter including slow release additive |
| RU2175398C2 (ru) * | 1999-08-10 | 2001-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Ракета-носитель |
| RU2366673C2 (ru) * | 2007-11-06 | 2009-09-10 | Вадим Геннадьевич Некрасов | Полимерная добавка для быстрого приготовления гидродинамически активных растворов полимеров |
| RU2010137222A (ru) * | 2010-09-08 | 2012-03-20 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU) | Способ повышения энергетических характеристик кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей и ракетная двигательная установка для осуществления этого способа |
| RU2487138C1 (ru) * | 2012-06-13 | 2013-07-10 | Закрытое акционерное общество Опытный завод НЕФТЕХИМ | Способ получения активной основы противотурбулентной присадки на основе гомо- и сополимеризации aльфа-олефинов |
-
2013
- 2013-09-20 RU RU2013142717/06A patent/RU2542623C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1061251A2 (en) * | 1999-06-16 | 2000-12-20 | Fleetguard, Inc. | Fuel filter including slow release additive |
| RU2175398C2 (ru) * | 1999-08-10 | 2001-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Ракета-носитель |
| RU2366673C2 (ru) * | 2007-11-06 | 2009-09-10 | Вадим Геннадьевич Некрасов | Полимерная добавка для быстрого приготовления гидродинамически активных растворов полимеров |
| RU2010137222A (ru) * | 2010-09-08 | 2012-03-20 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU) | Способ повышения энергетических характеристик кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей и ракетная двигательная установка для осуществления этого способа |
| RU2487138C1 (ru) * | 2012-06-13 | 2013-07-10 | Закрытое акционерное общество Опытный завод НЕФТЕХИМ | Способ получения активной основы противотурбулентной присадки на основе гомо- и сополимеризации aльфа-олефинов |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2612135C1 (ru) * | 2015-12-28 | 2017-03-02 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (ТГУ, НИ ТГУ) | Способ получения антитурбулентной присадки для углеводородных ракетных топлив |
| CN111058967A (zh) * | 2019-03-29 | 2020-04-24 | 张英华 | 一种高频爆燃航天发动机及控制方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013142717A (ru) | 2015-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2158839C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза | |
| US8572948B1 (en) | Rocket engine propulsion system | |
| RU2641791C2 (ru) | Способ и устройство для питания ракетного двигателя | |
| KR20070078978A (ko) | 램제트/스크램제트 엔진을 시동하기 위한 다목적 가스발생기를 가진 시스템과 램제트/스크램제트 엔진을시동하기 위한 방법 | |
| US10309344B2 (en) | Stored pressure driven cycle | |
| JP2016531233A (ja) | ロケットエンジンの推進剤タンクを加圧するための装置 | |
| RU2520771C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель по схеме с дожиганием генераторного газа | |
| RU2542623C1 (ru) | Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка | |
| US9151246B2 (en) | Thrust chamber and rocket engine system | |
| RU172588U1 (ru) | Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах | |
| RU2065068C1 (ru) | Экспериментальный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием | |
| US9200596B2 (en) | Catalytically enhanced gas generator system for rocket applications | |
| RU2301352C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель (варианты) | |
| RU2451199C1 (ru) | Двигательная установка жидкостной ракеты | |
| RU2116491C1 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2295052C2 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка | |
| RU2382224C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его работы и турбонасосная система подачи топлива | |
| RU2748344C1 (ru) | Многоступенчатая ракета и способ отделения отработанных частей | |
| RU2390476C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его запуска, турбонасосный агрегат и трехкомпонентный газогенератор | |
| RU2187684C2 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель | |
| RU2338083C1 (ru) | Гибридный ракетный двигатель | |
| RU2386845C2 (ru) | Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей и топливная композиция для них | |
| RU2638705C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с беспоршневым пневмонасосным агрегатом | |
| RU2801019C1 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя закрытого цикла с дожиганием окислительного и восстановительного генераторных газов без полной газификации и жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2538190C1 (ru) | Двигательная установка реактивной системы управления летательного аппарата |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200921 |