RU2603303C2 - Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива - Google Patents
Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2603303C2 RU2603303C2 RU2014113685/06A RU2014113685A RU2603303C2 RU 2603303 C2 RU2603303 C2 RU 2603303C2 RU 2014113685/06 A RU2014113685/06 A RU 2014113685/06A RU 2014113685 A RU2014113685 A RU 2014113685A RU 2603303 C2 RU2603303 C2 RU 2603303C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- turbopump
- working chamber
- engine
- heat exchanger
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims description 96
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 7
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 claims abstract description 6
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 13
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 8
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 7
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 6
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 6
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 6
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 3
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 2
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 2
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009257 reactivity Effects 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/46—Feeding propellants using pumps
- F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
- F02K9/88—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using auxiliary rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а более конкретно к реактивной двигательной установке (1), в которой первый топливный контур (6) для подачи первого компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый регенеративный теплообменник (10) и турбину (8a) первого турбонасоса (8), а второй топливный контур (7) для подачи второго компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй регенеративный теплообменник (11) и турбину (9a) второго турбонасоса (9). Установка (1) дополнительно содержит по меньшей мере один вторичный двигатель (15), подсоединенный ниже по потоку от турбин (8a, 9a) первого и второго турбонасосов (8, 9). Изобретение обеспечивает повышение мощности двигателя. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а более конкретно, реактивных двигательных установок с двухкомпонентным топливом, то есть, в частности, ракетных двигателей.
Уровень техники
В нижеследующем описании термины «выше по потоку» и «ниже по потоку» определены относительно обычного направления потоков топлива в топливных контурах реактивной двигательной установки.
Начиная с самой зари космической эры, одна из основных технических проблем состояла в обеспечении подачи топлива в реактивные двигатели. В то время как применение жидкого ракетного топлива в отличие от твердого топлива обеспечивает возможность управляемой работы реактивного двигателя, такие жидкие топлива обычно необходимо впрыскивать в рабочую камеру двигателя под высоким давлением, чтобы преодолеть давление, существующее в такой камере во время работы двигательной установки. Если давление в рабочей камере не слишком высоко, эта задача может быть решена сравнительно простым образом путем нагнетания давления в топливных резервуарах. Однако если требуется увеличить удельную тягу реактивного двигателя, давление в рабочей камере двигателя должно быть поднято до уровня, превосходящего те значения, которые обычно можно получить путем нагнетания давления в топливных резервуарах. Поэтому для обеспечения подачи топлива в рабочую камеру двигателя под крайне высоким давлением обычно используют турбонасосы. Такой турбонасос, как правило, содержит по меньшей мере один насос и по меньшей мере одну турбину, связанную с таким насосом таким образом, что поток газа через турбину приводит в действие насос. Известны различные предложения конструкций турбонасосов. Так, в некоторых случаях одна и та же турбина приводит в действие два насоса, по одному на каждый из компонентов топлива, непосредственно или через посредство зубчатой передачи. В других случаях для подачи каждого из компонентов топлива может быть предусмотрен отдельный турбонасос. Как правило, газ, расширение которого используют для приведение в действие турбонасоса или турбонасосов, поступает из газогенератора, в частности, из газогенератора, также работающего на компонентах топлива.
Тем не менее такое решение также имеет некоторые недостатки. В частности, в связи с высокой реакционной способностью компонентов топлива, как правило, необходимо обеспечить в каждом из турбонасосов изоляцию газов сгорания от по меньшей одного из компонентов топлива. В частности, когда один из компонентов топлива представляет собой сильно окисляющую жидкость, например жидкий кислород, важно обеспечить надежное отделение потока жидкого кислорода от газов сгорания, производимых газогенератором, которые обычно представляют собой слабые восстановители.
В таких реактивных двигательных установках часто используют регенеративные рабочие камеры, в которых предусмотрены теплообменники, через которые проходит по меньшей мере один из жидких компонентов топлива с целью охлаждения стенок рабочей камеры и в то же время предварительного нагрева по меньшей мере части компонента топлива. Также известно предложение, в котором ниже по потоку от таких теплообменников по меньшей мере один из компонентов топлива, предварительно нагретый таким образом, используют для приведения в действие турбонасоса или турбонасосов подачи топлива в результате расширения по меньшей мере одного компонента топлива.
Так, французский патентный документ FR 2031047 раскрывает реактивную двигательную установку, содержащую основной двигатель с рабочей камерой, первый топливный контур с первым турбонасосом, содержащим турбину, соединенную с насосом, для подачи в рабочую камеру основного двигателя первого компонента топлива и второй топливный контур со вторым турбонасосом, также содержащим турбину, соединенную с насосом, для подачи в рабочую камеру основного двигателя второго компонента топлива. Рабочая камера основного двигателя представляет собой регенеративную камеру сгорания, содержащую первый теплообменник и второй теплообменник.
В соответствии с данным известным решением первый топливный контур проходит ниже по потоку от первого теплообменника через турбину первого турбонасоса, а второй топливный контур проходит ниже по потоку от второго теплообменника через турбину второго турбонасоса. Таким образом, накачку каждого из компонентов топлива в рабочую камеру основного двигателя производит насос, приводимый в действие турбиной, которую приводит в действие расширение того же компонента топлива. Это избавляет от необходимости обеспечения полной изоляции насоса от турбины в каждом из турбонасосов.
Тем не менее, поскольку в такой известной конструкции предусмотрено расширение всего потока каждого из двух компонентов топлива в турбине соответствующего турбонасоса до впрыска в рабочую камеру, давление впрыска и, следовательно, давление в рабочей камере, как и удельная тяга двигателя, остаются ограниченными.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, состоит в устранении описанных недостатков. В соответствии с по меньшей мере одним из вариантов осуществления изобретения для решения поставленной задачи предлагается решение, в котором первый топливный контур содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса первого турбонасоса и проходящий через первый теплообменник и турбину первого турбонасоса, а второй топливный контур содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса второго турбонасоса и проходящий через второй теплообменник и турбину второго турбонасоса, причем установка содержит по меньшей мере один вторичный двигатель, соединенный с указанными отводами ниже по потоку от турбин первого и второго турбонасосов. Таким образом, вместо расширения всего потока обоих компонентов топлива для приведения в действие турбонасосов, для приведения в действие соответствующего турбонасоса используют лишь вторичный поток каждого из компонентов топлива до его подачи в один или более вторичных двигателей. В результате основной поток каждого из компонентов топлива может быть подан непосредственно в рабочую камеру под высоким давлением, в то время как вторичные потоки обоих компонентов топлива могут быть расширены в турбинах двух турбонасосов с падением давления до значительно менее высокого, так как по меньшей мере один вторичный двигатель, который может представлять собой, например, двигатель управления ориентацией типа маневрового двигателя Вернье, не обязательно должен развивать высокую удельную тягу.
В частности, но не только в случае, когда указанный по меньшей мере один вторичный двигатель представляет собой двигатель управления ориентацией, такая двигательная установка может содержать клапаны, расположенные между указанными турбинами и указанным по меньшей мере одним вторичным двигателем и обеспечивающие возможность управления подачей компонентов топлива в указанный по меньшей мере один вторичный двигатель и, следовательно, его тягой. В таком случае такая двигательная установка может дополнительно содержать несколько вторичных двигателей, подсоединенных ниже по потоку от турбин первого и второго турбонасосов, в частности, для создания тяги, направленной вдоль нескольких разных осей. В то же время каждый отвод также может содержать клапан, расположенный выше по потоку от соответствующего теплообменника и позволяющий регулировать поступление компонентов топлива в указанные отводы, вместо клапанов, расположенных между турбинами и указанным по меньшей мере одним вторичным двигателем, или в дополнение к ним.
Кроме того, по меньшей мере в некоторых из вариантов осуществления изобретения указанный первый теплообменник и/или указанный второй теплообменник могут быть встроены во внешнюю стенку указанной рабочей камеры. В частности, первый и/или второй теплообменники, встроенные во внешнюю стенку рабочей камеры, содержат по меньшей мере один канал циркуляции компонента топлива, смежный с внешней стороной указанной стенки, что способствует теплообмену между внешней стенкой рабочей камеры и компонентами топлива, проходящими через теплообменник, в то же время ограничивая массу и сложность конструкции теплообменника.
В соответствии с настоящим изобретением также предлагается ракета-носитель, содержащая по меньшей мере одну такую реактивную двигательную установку, хотя данная установка также может быть использована для приведения в движение авиационных и/или космических аппаратов других типов.
В соответствии с настоящим изобретением также предлагается способ подачи компонентов топлива в реактивную двигательную установку. В соответствии с по меньшей мере одним из вариантов осуществления данного способа основной поток первого компонента топлива подают в рабочую камеру основного двигателя через первый топливный контур, где подачу первого компонента топлива обеспечивает насос первого турбонасоса. Основной поток второго компонента топлива также подают в рабочую камеру основного двигателя через второй топливный контур, где подачу второго компонента топлива обеспечивает насос второго турбонасоса. Вторичный поток первого компонента топлива отводят от основного потока первого компонента топлива ниже по потоку от насоса первого турбонасоса, нагревают в первом теплообменнике за счет рабочей камеры основного двигателя и расширяют в турбине, приводя в действие первый турбонасос, а вторичный поток второго компонента топлива отводят от основного потока второго компонента топлива ниже по потоку от насоса второго турбонасоса, нагревают во втором теплообменнике за счет рабочей камеры основного двигателя и расширяют в турбине, приводя в действие второй турбонасос. Наконец, вторичные потоки первого и второго компонентов топлива подают после их расширения в турбинах первого и второго турбонасосов в по меньшей мере один вторичный двигатель.
Тяга указанного по меньшей мере одного вторичного двигателя может быть использована, в частности, для управления ориентацией, в результате чего применение данной установки в рабочем режиме позволяет задавать траекторию устройства, снабженного указанной установкой. В частности, но не исключительно в данном случае, регулирование потока компонентов топлива, подаваемого в каждый из вторичных двигателей, может быть обеспечено клапанами, расположенными между указанными турбинами и по меньшей мере одним вторичным двигателем. Вместо таких средств индивидуального управления потоком, установленных ниже по потоку турбин, или в дополнение к ним управление указанными вторичными потоками также может быть осуществлено посредством клапанов, расположенных выше по потоку от теплообменников.
Для обеспечения особенно высокой эффективности охлаждения внешней стенки рабочей камеры указанные первый и/или второй компоненты топлива могут являться жидкими выше по потоку от первого и/или второго теплообменника и газообразными ниже по потоку от них. Такое испарение компонентов топлива в теплообменниках обладает тем дополнительным преимуществом, что оно увеличивает мощность, которая может быть извлечена из потока компонента топлива при его расширении в расположенной ниже по потоку турбине.
Краткое описание чертежей
Изобретение станет более ясно, а его преимущества - более очевидны, из нижеследующего подробного описания одного из вариантов осуществления изобретения, приведенного в качестве примера и не накладывающего каких-либо ограничений. Описание приведено со ссылками на прилагаемый чертеж фиг. 1, схематически иллюстрирующий реактивную двигательную установку по одному из вариантов осуществления изобретения.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 представлена реактивная двигательная установка 1 по одному из вариантов осуществления изобретения, в которую подают жидкие компоненты топлива из двух резервуаров 2, 3, содержащих первый и второй компоненты топлива (например, жидкие водород и кислород) соответственно. Установка 1 содержит основной двигатель 4 с рабочей камерой 5, первый топливный контур 6, соединенный с первым резервуаром 2 и с рабочей камерой 5 для подачи первого компонента топлива в рабочую камеру 5, и второй топливный контур 7, соединенный со вторым резервуаром 3 и с рабочей камерой 5 для подачи второго компонента топлива в рабочую камеру 5. Первый топливный контур 6 содержит первый турбонасос 8, содержащий турбину 8a, соединенную с насосом 8b. Второй топливный контур 7 содержит второй турбонасос 9, отдельный от первого турбонасоса 8 и также содержащий содержащий турбину 9a, соединенную с насосом 9b. Рабочая камера 5 представляет собой регенеративную рабочую камеру, содержащую первый теплообменник 10 и второй теплообменник 11. Первый и второй теплообменники 10, 11 могут быть образованы, например, каналами циркуляции компонентов топлива, обернутыми вокруг внешней стенки 12 рабочей камеры 5, и/или змеевиками, встроенными в указанную внешнюю стенку 12.
Первый топливный контур 6 содержит расположенный ниже по потоку от насоса 8b отвод 13, проходящий через первый теплообменник 10 и турбину 8a, а второй топливный контур 7 содержит расположенный ниже по потоку от насоса 9b отвод 14, проходящий через второй теплообменник 11 и турбину 9a второго турбонасоса 9. Кроме того, установка 1 содержит несколько вторичных двигателей 15, каждый из которых соединен с указанными отводами 13, 14 ниже по потоку от указанных турбин 8a, 9a через управляющие клапаны 16. Другие управляющие клапаны 19 расположены выше по потоку от теплообменников 10, 11 для обеспечения возможности управления расходом вторичных потоков, циркулирующих через отводы 13, 14. Вторичные двигатели 15 могут быть ориентированы вдоль разных осей и/или установлены с возможностью изменения ориентации так, чтобы обеспечить возможность их использования в качестве двигателей управления ориентацией (двигателей Вернье) для управления ориентацией средства, приводимого в движение установкой 1. С этой целью клапаны 16, 19 также могут быть соединены, как показано на чертеже, с модулем 17 управления, выполненным с возможностью приема внешних команд и сигналов от датчиков, регистрирующих, например, скорость, положение, ускорение и/или ориентацию, для управления вторичными двигателями 15.
Во время работы установки насос 8b обеспечивает поступление основного потока первого компонента топлива через первый топливный контур 6 из первого резервуара 2 в инжекционную пластину 18. Насос 9b обеспечивает поступление основного потока второго компонента топлива через второй топливный контур 7 из второго резервуара 3 в инжекционную пластину 18. Таким образом, инжекционная пластина 18 обеспечивает впрыск обоих компонентов топлива в рабочую камеру 5, а в результате их реакции внутри этой камеры получают горячие газы, расширение которых в реактивном сопле рабочей камеры 5 создает тягу основного двигателя 4. В то время как основной поток каждого из компонентов топлива впрыскивают в рабочую камеру 5, вторичный поток каждого из компонентов топлива, управляемый клапанами 19, проходит по отводам 13, 14 и протекает через теплообменники 10, 11, испаряется в теплообменниках 10, 11, после чего, уже в газообразном состоянии, поступает в турбины 8a, 9a и, расширяясь, приводит в действие насосы 8b, 9b. Испарение компонентов топлива в теплообменниках 10, 11 также вызывает охлаждение внешней стенки 12 рабочей камеры 5, компенсируя выделение тепла при взаимодействии компонентов топлива внутри рабочей камеры 5.
После расширения в турбинах 8a, 9a вторичные потоки обоих компонентов топлива, управляемые клапанами 16, поступают во вторичные двигатели 15. Модуль 17 управления осуществляет управление клапанами 16 в соответствии с внешними командами и/или сигналами, подаваемыми различными датчиками, для управления ориентацией средства, приводимого в движение установкой 1.
Хотя настоящее изобретение было описано выше со ссылками на конкретные примеры его осуществления, в такие примеры, очевидно, могут быть внесены различные модификации и изменения, не выходящие за пределы общего объема охраны изобретения, определенного в нижеследующих пунктах формулы изобретения. Например, управление вторичными потоками обоих компонентов топлива может быть осуществлено только клапанами, расположенными ниже по потоку от турбин, или только клапанами, расположенными выше по потоку от теплообменников. В связи с этим описание и прилагаемые чертежи следует рассматривать как иллюстрацию, не накладывающую каких-либо ограничений.
Claims (10)
1. Реактивная двигательная установка (1), содержащая по меньшей мере
основной двигатель (4) с рабочей камерой (5);
первый топливный контур (6) с первым турбонасосом (8), содержащим по меньшей мере турбину (8а), соединенную с насосом (8b), для подачи первого компонента топлива в рабочую камеру (5) основного двигателя (4);
второй топливный контур (7) со вторым турбонасосом (9), также содержащим по меньшей мере турбину (9а), соединенную с насосом (9b), для подачи второго компонента топлива в рабочую камеру (5) основного двигателя (4);
причем указанная рабочая камера (5) основного двигателя (4) представляет собой регенеративную рабочую камеру, содержащую первый теплообменник (10) и второй теплообменник (11); и
отличающаяся тем, что указанный первый топливный контур (6) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый теплообменник (10) и турбину (8а) первого турбонасоса (8), а указанный второй топливный контур (7) содержит отвод (14), расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй теплообменник (11) и турбину (9а) второго турбонасоса (9), и тем, что дополнительно содержит по меньшей мере один вторичный двигатель (15), соединенный с указанными отводами (13, 14) ниже по потоку от турбин (8а, 9а) первого и второго турбонасосов (8, 9).
основной двигатель (4) с рабочей камерой (5);
первый топливный контур (6) с первым турбонасосом (8), содержащим по меньшей мере турбину (8а), соединенную с насосом (8b), для подачи первого компонента топлива в рабочую камеру (5) основного двигателя (4);
второй топливный контур (7) со вторым турбонасосом (9), также содержащим по меньшей мере турбину (9а), соединенную с насосом (9b), для подачи второго компонента топлива в рабочую камеру (5) основного двигателя (4);
причем указанная рабочая камера (5) основного двигателя (4) представляет собой регенеративную рабочую камеру, содержащую первый теплообменник (10) и второй теплообменник (11); и
отличающаяся тем, что указанный первый топливный контур (6) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый теплообменник (10) и турбину (8а) первого турбонасоса (8), а указанный второй топливный контур (7) содержит отвод (14), расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй теплообменник (11) и турбину (9а) второго турбонасоса (9), и тем, что дополнительно содержит по меньшей мере один вторичный двигатель (15), соединенный с указанными отводами (13, 14) ниже по потоку от турбин (8а, 9а) первого и второго турбонасосов (8, 9).
2. Установка (1) по п. 1, отличающаяся тем, что содержит клапаны (16), установленные между указанными турбинами (8а, 9а) и указанным по меньшей мере одним вторичным двигателем (15).
3. Установка (1) по п. 1, отличающаяся тем, что содержит несколько вторичных двигателей (15), подсоединенных ниже по потоку от турбин (8а, 9а) первого и второго турбонасосов (8, 9).
4. Установка (1) по п. 1, отличающаяся тем, что указанный первый теплообменник (10) и/или указанный второй теплообменник (11) встроены во внешнюю стенку (12) указанной рабочей камеры (5).
5. Установка (1) по п. 4, отличающаяся тем, что первый и/или второй теплообменники (10, 11), встроенные во внешнюю стенку (12) рабочей камеры (5), содержат по меньшей мере один канал циркуляции компонента топлива, смежный с внешней стороной указанной стенки (12).
6. Ракета-носитель, содержащая по меньшей мере одну реактивную двигательную установку (1) по любому из предшествующих пунктов.
7. Способ подачи компонентов топлива в реактивную двигательную установку (1), в котором:
основной поток первого компонента топлива подают в рабочую камеру (5) основного двигателя (4) через первый топливный контур (6), где подачу первого компонента топлива обеспечивает насос (8b) первого турбонасоса (8); и
основной поток второго компонента топлива подают в рабочую камеру (5) основного двигателя (4) через второй топливный контур (7), где подачу второго компонента топлива обеспечивает насос (9b) второго турбонасоса (9);
отличающийся тем, что
вторичный поток первого компонента топлива отводят от основного потока первого компонента топлива ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8), нагревают в первом теплообменнике (10) за счет рабочей камеры (5) основного двигателя (4) и расширяют в турбине (8а), приводя в действие первый турбонасос (8);
вторичный поток второго компонента топлива отводят от основного потока второго компонента топлива ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9), нагревают во втором теплообменнике (11) за счет рабочей камеры (5) основного двигателя (4) и расширяют в турбине (9а), приводя в действие второй турбонасос (9); и
указанные вторичные потоки первого и второго компонентов топлива подают после их расширения в турбинах (8а, 9а) первого и второго турбонасосов (8, 9) в по меньшей мере один вторичный двигатель (15).
основной поток первого компонента топлива подают в рабочую камеру (5) основного двигателя (4) через первый топливный контур (6), где подачу первого компонента топлива обеспечивает насос (8b) первого турбонасоса (8); и
основной поток второго компонента топлива подают в рабочую камеру (5) основного двигателя (4) через второй топливный контур (7), где подачу второго компонента топлива обеспечивает насос (9b) второго турбонасоса (9);
отличающийся тем, что
вторичный поток первого компонента топлива отводят от основного потока первого компонента топлива ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8), нагревают в первом теплообменнике (10) за счет рабочей камеры (5) основного двигателя (4) и расширяют в турбине (8а), приводя в действие первый турбонасос (8);
вторичный поток второго компонента топлива отводят от основного потока второго компонента топлива ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9), нагревают во втором теплообменнике (11) за счет рабочей камеры (5) основного двигателя (4) и расширяют в турбине (9а), приводя в действие второй турбонасос (9); и
указанные вторичные потоки первого и второго компонентов топлива подают после их расширения в турбинах (8а, 9а) первого и второго турбонасосов (8, 9) в по меньшей мере один вторичный двигатель (15).
8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что тягу указанного по меньшей мере одного вторичного двигателя (15) используют для управления ориентацией.
9. Способ по п. 7, отличающийся тем, что потоки компонентов топлива, подаваемые в каждый из вторичных двигателей (15), регулируют клапанами (16), расположенными между указанными турбинами (8а, 9а) и указанным по меньшей мере одним вторичным двигателем (15).
10. Способ по любому из пп. 7-9, отличающийся тем, что указанные первый и/или второй компоненты топлива являются жидкими выше по потоку от первого и/или второго теплообменника (10, 11) и газообразными ниже по потоку от них.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1159177A FR2981127B1 (fr) | 2011-10-11 | 2011-10-11 | Dispositif de propulsion a reaction et procede d'alimentation |
| FR1159177 | 2011-10-11 | ||
| PCT/FR2012/052278 WO2013054027A1 (fr) | 2011-10-11 | 2012-10-08 | Dispositif de propulsion à réaction et procédé d'alimentation en ergols |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014113685A RU2014113685A (ru) | 2015-11-20 |
| RU2603303C2 true RU2603303C2 (ru) | 2016-11-27 |
Family
ID=47143149
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014113685/06A RU2603303C2 (ru) | 2011-10-11 | 2012-10-08 | Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9771897B2 (ru) |
| EP (1) | EP2766591B1 (ru) |
| FR (1) | FR2981127B1 (ru) |
| RU (1) | RU2603303C2 (ru) |
| WO (1) | WO2013054027A1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2738616C1 (ru) * | 2020-06-03 | 2020-12-15 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Ростовской-на-Дону научно-исследовательский институт радиосвязи" (ФГУП "РНИИРС") | Способ построения микрополоскового фильтра |
| RU2742516C1 (ru) * | 2019-08-08 | 2021-02-08 | Александр Вячеславович Дыбой | Двигательная установка с ракетным двигателем |
| RU2765219C1 (ru) * | 2020-11-10 | 2022-01-26 | Акционерное общество "КБхиммаш им. А.М. Исаева" | Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания в камере |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3057055B1 (fr) * | 2016-09-30 | 2019-07-26 | Airbus Safran Launchers Sas | Dispositif et procede de mise en froid |
| US11391246B2 (en) * | 2020-04-27 | 2022-07-19 | Trans Astronautica Corporation | Omnivorous solar thermal thruster, cooling systems, and thermal energy transfer in rockets |
| KR102469946B1 (ko) * | 2020-12-31 | 2022-11-23 | 한국항공우주연구원 | 연소기 헤드-터보펌프 일체형 로켓엔진 |
| CN116044610B (zh) * | 2022-12-29 | 2024-04-09 | 北京航天动力研究所 | 一种双膨胀循环液体火箭发动机系统 |
| US11976613B1 (en) * | 2023-08-28 | 2024-05-07 | Pivotal Space, Inc. | Dual mode rocket engine with bipropellant injection in the nozzle |
| US11976614B1 (en) * | 2023-08-28 | 2024-05-07 | Pivotal Space, Inc. | Afterburning turbine exhaust cycle (ABTEC) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5444973A (en) * | 1993-12-13 | 1995-08-29 | United Technologies Corporation | Pressure-fed rocket booster system |
| RU2148181C1 (ru) * | 1998-10-12 | 2000-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" | Жидкостная ракетная двигательная установка |
| RU2155273C1 (ru) * | 1999-08-18 | 2000-08-27 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель (жрд) на криогенном топливе с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата (варианты) |
| EP2103799A2 (en) * | 2008-03-18 | 2009-09-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Rocket nozzle and control method for combustion of the exhaust gas flow in rocket engine |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3102388A (en) * | 1959-06-30 | 1963-09-03 | United Aircraft Corp | Pressure fed propellant system for storable liquid rocket |
| DE1626101B1 (de) * | 1967-02-11 | 1971-02-11 | Motoren Turbinen Union | Treibstoffversorgungssystem für ein Raketentriebwerk |
| DE1626055B1 (de) * | 1967-04-05 | 1970-07-30 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Aus mehreren Flüssigkeitsraketen bestehendes Antriebsaggregat |
| DE1950407B2 (de) * | 1969-10-07 | 1972-03-30 | Maschinenfabnk Augsburg Nürnberg AG, 8000 München | Treibstoffversorgungssystem fuer ein raketentriebwerk |
| DE2144819C3 (de) * | 1971-09-08 | 1978-06-22 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Steuereinrichtung für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart |
| DE3228162A1 (de) * | 1982-07-28 | 1984-02-09 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Fluessigkeitsraketentriebwerk in nebenstrombauart fuer den betrieb im luftleeren raum |
| US4771599A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine with injector |
| RU2040703C1 (ru) * | 1992-03-02 | 1995-07-25 | Конструкторское бюро химического машиностроения | Жидкостная ракетная двигательная установка |
| US9151246B2 (en) * | 2011-02-04 | 2015-10-06 | Aerojet Rocketdyne Of De, Inc. | Thrust chamber and rocket engine system |
| FR2976626B1 (fr) * | 2011-06-17 | 2013-07-05 | Snecma | Ensemble propulsif cryogenique |
-
2011
- 2011-10-11 FR FR1159177A patent/FR2981127B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2012
- 2012-10-08 EP EP12781368.1A patent/EP2766591B1/fr active Active
- 2012-10-08 US US14/350,980 patent/US9771897B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2012-10-08 RU RU2014113685/06A patent/RU2603303C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2012-10-08 WO PCT/FR2012/052278 patent/WO2013054027A1/fr active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5444973A (en) * | 1993-12-13 | 1995-08-29 | United Technologies Corporation | Pressure-fed rocket booster system |
| RU2148181C1 (ru) * | 1998-10-12 | 2000-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" | Жидкостная ракетная двигательная установка |
| RU2155273C1 (ru) * | 1999-08-18 | 2000-08-27 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель (жрд) на криогенном топливе с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата (варианты) |
| EP2103799A2 (en) * | 2008-03-18 | 2009-09-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Rocket nozzle and control method for combustion of the exhaust gas flow in rocket engine |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2742516C1 (ru) * | 2019-08-08 | 2021-02-08 | Александр Вячеславович Дыбой | Двигательная установка с ракетным двигателем |
| RU2738616C1 (ru) * | 2020-06-03 | 2020-12-15 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Ростовской-на-Дону научно-исследовательский институт радиосвязи" (ФГУП "РНИИРС") | Способ построения микрополоскового фильтра |
| RU2765219C1 (ru) * | 2020-11-10 | 2022-01-26 | Акционерное общество "КБхиммаш им. А.М. Исаева" | Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания в камере |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US9771897B2 (en) | 2017-09-26 |
| FR2981127A1 (fr) | 2013-04-12 |
| FR2981127B1 (fr) | 2013-11-29 |
| EP2766591B1 (fr) | 2015-09-16 |
| US20140260181A1 (en) | 2014-09-18 |
| WO2013054027A1 (fr) | 2013-04-18 |
| RU2014113685A (ru) | 2015-11-20 |
| EP2766591A1 (fr) | 2014-08-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2603303C2 (ru) | Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива | |
| US10844808B2 (en) | Rocket engine systems with an independently regulated cooling system | |
| US8381508B2 (en) | Closed-cycle rocket engine assemblies and methods of operating such rocket engine assemblies | |
| US8430361B2 (en) | Method and device enabling a rocket engine pump to be driven by an internal combustion engine | |
| JPH0532579B2 (ru) | ||
| US10533523B2 (en) | Device for pressurizing propellant tanks of a rocket engine | |
| RU2674832C2 (ru) | Двигатель | |
| JP6323877B2 (ja) | ロケットのための推進集成体 | |
| US20140283499A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| UA120501C2 (uk) | Двигун, спосіб його експлуатації та повітряний літальний апарат, що містить такий двигун | |
| RU2641791C2 (ru) | Способ и устройство для питания ракетного двигателя | |
| EP4012168A1 (en) | Method of operating an aircraft engine and fuel system using multiple fuel types | |
| EP4012169A1 (en) | Method of operating an aircraft engine and fuel system using multiple fuel types | |
| US10371098B2 (en) | Device for pressurizing a propellant tank of a rocket engine | |
| US20160222918A1 (en) | Device for self-pressurization of a tank | |
| US5117635A (en) | High power density propulsion/power system for underwater applications | |
| US20230167788A1 (en) | Hydrogen gas turbine | |
| US20150143797A1 (en) | Turbopump | |
| US20200240362A1 (en) | Combined cycle flight propulsion systems | |
| US9194333B2 (en) | Turbopump | |
| GB2240813A (en) | Hypersonic and trans atmospheric propulsion | |
| EP3587770B1 (en) | Nozzle wall for an air-breathing engine of a vehicle and method therefor | |
| RU2065985C1 (ru) | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель | |
| US20160237951A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| CN114514371A (zh) | 用于火箭的推进组件 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191009 |