RU2612512C1 - Liquid propellant rocket engine - Google Patents

Liquid propellant rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2612512C1
RU2612512C1 RU2016111748A RU2016111748A RU2612512C1 RU 2612512 C1 RU2612512 C1 RU 2612512C1 RU 2016111748 A RU2016111748 A RU 2016111748A RU 2016111748 A RU2016111748 A RU 2016111748A RU 2612512 C1 RU2612512 C1 RU 2612512C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
turbine
pump
nozzle head
gas generator
Prior art date
Application number
RU2016111748A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владислав Юрьевич Климов
Original Assignee
Владислав Юрьевич Климов
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Владислав Юрьевич Климов filed Critical Владислав Юрьевич Климов
Priority to RU2016111748A priority Critical patent/RU2612512C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2612512C1 publication Critical patent/RU2612512C1/en

Links

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

Landscapes

  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention can be used in the design of liquid-propellant rocket engines (LRE). Rocket engine comprises a combustion chamber with the path of cooling and the nozzle head, steam-gas generator, a turbopump unit comprising an oxidant pump, fuel pump, water pump, a turbine, which input communicates with the outlet of the cooling path, and output - with the nozzle head, an additional turbine, with this output is steam-gas generator in communication with the input of an additional turbine and its output more turbines installed exhaust pipe at the outlet of which there is a nozzle.
EFFECT: improving energy performance and reliability of the LPRE.
1 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of rocket propulsion and can be used in the design of liquid rocket engines (LRE).

Одной из основных проблем, возникающих при создании ЖРД, является обеспечение максимальных энергетических характеристик и высоких показателей надежности.One of the main problems that arise when creating a rocket engine is to ensure maximum energy characteristics and high reliability indicators.

Известен ЖРД, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, при этом он снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой (патент РФ №2352804, МПК: F02K 9/44, 06.12.2007).Known liquid propellant rocket engine containing a combustion chamber with a cooling path and a nozzle head, a gas generator, a fuel pump, an oxidizer pump and a turbine communicated with an inlet with a gas generator and an outlet with a nozzle head, while it is equipped with an additional turbine whose inlet communicates with the exit of the cooling path and the output is with a nozzle head (RF patent No. 2352804, IPC: F02K 9/44, December 6, 2007).

Указанный ЖРД работает следующим образом.The specified LRE works as follows.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя и далее под напором полным расходом - в газогенератор, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса горючего. Образовавшийся в газогенераторе с большим избытком окислителя газ поступает на турбину, приводя ее в движение, и далее - в форсуночную головку камеры сгорания. Жидкое горючее из бака через насос горючего основным расходом поступает в тракт охлаждения камеры сгорания, где оно подогревается и газифицируется. Далее газообразное горючее из тракта охлаждения поступает на дополнительную турбину, сообщая ей энергию вращения, которая суммируется с энергией турбины, приводя в действие насосы окислителя и горючего. Из дополнительной турбины горючее поступает в форсуночную головку камеры сгорания. В камере сгорания происходит полное сгорание горючего в генераторном газе, имеющем большой избыток окислителя. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сопла камеры сгорания, создавая реактивную тягу двигателя.The liquid oxidizer from the tank enters the oxidizer pump and then, under full pressure, to the gas generator, where it enters the combustion reaction with the fuel that enters there at a partial flow rate from the fuel pump. The gas formed in the gas generator with a large excess of oxidizing agent enters the turbine, setting it in motion, and then to the nozzle head of the combustion chamber. The liquid fuel from the tank through the fuel pump, the main flow enters the cooling path of the combustion chamber, where it is heated and gasified. Further, the gaseous fuel from the cooling path enters an additional turbine, giving it rotation energy, which is added to the energy of the turbine, driving the oxidizer and fuel pumps. From an additional turbine, fuel enters the nozzle head of the combustion chamber. In the combustion chamber, complete combustion of the fuel occurs in the generator gas, which has a large excess of oxidizing agent. The resulting combustion products flow out from the nozzle of the combustion chamber, creating a jet thrust of the engine.

Основным недостатком данного ЖРД является опасность возгорания элементов проточной части горячего окислительного газа.The main disadvantage of this rocket engine is the danger of ignition of the elements of the flowing part of the hot oxidizing gas.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет использования в качестве рабочего тела для дополнительной турбины парогазовой смеси, вырабатываемой парогазогенератором.The objective of the invention is to remedy this drawback and increase the energy characteristics and reliability indicators of the rocket engine due to the use as a working fluid for an additional turbine of a gas-vapor mixture produced by a gas-vapor generator.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель согласно изобретению содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло.The solution to this problem is achieved by the fact that the proposed liquid rocket engine according to the invention comprises a combustion chamber with a cooling path and a nozzle head, a steam and gas generator, a turbopump unit including an oxidizer pump, a fuel pump, a water pump, and a turbine whose inlet communicates with the exit from the cooling path and the output is with a nozzle head, an additional turbine, while the steam and gas generator output is in communication with the input of the additional turbine, and the output is installed at the output of the additional turbine a pipe in the outlet of which a nozzle is located.

Предлагаемый ЖРД за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи - повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет использования в качестве рабочего тела для дополнительной турбины парогазовой смеси, вырабатываемой парогазогенератором.The proposed liquid propellant rocket engine, due to its distinguishing features, provides a solution to the technical problem - increasing the energy characteristics and reliability indicators of the liquid propellant rocket engine by using a gas-vapor mixture produced by a gas-vapor generator as an additional turbine.

Сущность изобретения иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже.The invention is illustrated by the circuit diagram shown in the drawing.

Предлагаемый ЖРД содержит камеру сгорания 1 с трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, парогазогенератор 4, турбонасосный агрегат 5, включающий в себя насос окислителя 6, насос горючего 7, насос воды 8, турбину 9, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения 2, а выход - с форсуночной головкой 3, дополнительную турбину 10, при этом выход парогазогенератора 4 сообщается с входом дополнительной турбины 10, а на выходе дополнительной турбины 10 установлена выхлопная труба 11, в выходной части которой расположено сопло 12.The proposed rocket engine contains a combustion chamber 1 with a cooling path 2 and a nozzle head 3, a gas generator 4, a turbopump unit 5 including an oxidizer pump 6, a fuel pump 7, a water pump 8, a turbine 9, the input of which communicates with the exit from the cooling path 2, and the output is with the nozzle head 3, an additional turbine 10, while the output of the steam and gas generator 4 communicates with the input of the additional turbine 10, and an exhaust pipe 11 is installed at the output of the additional turbine 10, in the output part of which there is a nozzle 12.

Предлагаемый ЖРД работает следующим образом.The proposed rocket engine works as follows.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя 6. Основная часть окислителя из насоса 6 поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, а оставшаяся часть окислителя - в парогазогенератор 4.The liquid oxidizer from the tank enters the oxidizer pump 6. The main part of the oxidizer from the pump 6 enters the nozzle head 3 of the combustion chamber 1, and the remaining part of the oxidizer is sent to the steam and gas generator 4.

Жидкое горючее из бака через насос горючего 7 основным расходом поступает в тракт охлаждения 2 камеры сгорания 1, где оно подогревается и газифицируется. Далее газообразное горючее из тракта охлаждения 2 поступает на турбину 9. После срабатывания на турбине 9 горючее поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1.The liquid fuel from the tank through the fuel pump 7, the main flow enters the cooling path 2 of the combustion chamber 1, where it is heated and gasified. Next, the gaseous fuel from the cooling path 2 enters the turbine 9. After operation on the turbine 9, the fuel enters the nozzle head 3 of the combustion chamber 1.

Вода из бака через насос воды 8 полным расходом поступает в парогазогенератор 4, куда также поступает часть горючего и окислителя. В парогазогенераторе 4 происходит сгорание компонентов топлива и разбавление полученных высокотемпературных продуктов сгорания водой. Полученная в парогазогенераторе 4 парогазовая смесь поступает в дополнительную турбину 10 и далее через сопло 12, установленное в выходной части выхлопной трубы 11, сбрасывается в окружающую среду. Турбины 9 и дополнительная турбина 10 приводят в действие насосы окислителя 6, насос горючего 7 и насос воды 8.Water from the tank through the water pump 8 at a total rate enters the steam generator 4, which also receives part of the fuel and oxidizer. In the steam and gas generator 4, the combustion of the fuel components and the dilution of the obtained high-temperature combustion products with water occur. The vapor-gas mixture obtained in the steam and gas generator 4 enters the additional turbine 10 and then through the nozzle 12 installed in the outlet of the exhaust pipe 11 is discharged into the environment. The turbines 9 and the additional turbine 10 drive the oxidizer pumps 6, the fuel pump 7 and the water pump 8.

В камере сгорания 1 основная часть окислителя и горючего, поступающие из насоса окислителя 6 и насоса горючего 7, смешиваются и сгорают. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сопла камеры сгорания 1, создавая реактивную тягу двигателя.In the combustion chamber 1, the main part of the oxidizer and fuel coming from the oxidizer pump 6 and the fuel pump 7 are mixed and burned. The resulting combustion products flow out from the nozzle of the combustion chamber 1, creating a jet thrust of the engine.

Использование изобретения позволит повысить энергетические характеристики и показатели надежности ЖРД за счет использования в качестве рабочего тела для дополнительной турбины парогазовой смеси, вырабатываемой парогазогенератором.The use of the invention will improve the energy characteristics and reliability indicators of the rocket engine due to the use as a working fluid for an additional turbine of a gas-vapor mixture produced by a gas-vapor generator.

Claims (1)

Жидкостный ракетный двигатель, характеризующийся тем, что он содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло.A liquid rocket engine, characterized in that it contains a combustion chamber with a cooling path and a nozzle head, a steam and gas generator, a turbopump assembly including an oxidizer pump, a fuel pump, a water pump, a turbine whose inlet communicates with the exit from the cooling path, and the output is with a nozzle head, an additional turbine, while the steam and gas generator output is in communication with the input of the additional turbine, and an exhaust pipe is installed at the output of the additional turbine, in the output of which is located plos
RU2016111748A 2016-03-29 2016-03-29 Liquid propellant rocket engine RU2612512C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016111748A RU2612512C1 (en) 2016-03-29 2016-03-29 Liquid propellant rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016111748A RU2612512C1 (en) 2016-03-29 2016-03-29 Liquid propellant rocket engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2612512C1 true RU2612512C1 (en) 2017-03-09

Family

ID=58459406

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016111748A RU2612512C1 (en) 2016-03-29 2016-03-29 Liquid propellant rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2612512C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111140509A (en) * 2019-11-27 2020-05-12 西安航天动力研究所 Coaxial turbine pump structure of liquid oxygen kerosene engine
RU2755848C1 (en) * 2020-06-23 2021-09-22 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" Combined-circuit cryogenic liquid propellant rocket engine (variants)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3228162A1 (en) * 1982-07-28 1984-02-09 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Liquid-fuelled rocket motor of the subsidiary-flow type, for operation in space where there is no air
US4879874A (en) * 1986-05-07 1989-11-14 National Space Development Agency Of Japan Liquid fuel rocket engine
RU2095607C1 (en) * 1995-07-19 1997-11-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Cryogenic propellant rocket engine
RU2352804C1 (en) * 2007-12-06 2009-04-20 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid propellant jet engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3228162A1 (en) * 1982-07-28 1984-02-09 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Liquid-fuelled rocket motor of the subsidiary-flow type, for operation in space where there is no air
US4879874A (en) * 1986-05-07 1989-11-14 National Space Development Agency Of Japan Liquid fuel rocket engine
RU2095607C1 (en) * 1995-07-19 1997-11-10 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Cryogenic propellant rocket engine
RU2352804C1 (en) * 2007-12-06 2009-04-20 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid propellant jet engine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111140509A (en) * 2019-11-27 2020-05-12 西安航天动力研究所 Coaxial turbine pump structure of liquid oxygen kerosene engine
CN111140509B (en) * 2019-11-27 2021-06-08 西安航天动力研究所 Coaxial turbine pump structure of liquid oxygen kerosene engine
RU2755848C1 (en) * 2020-06-23 2021-09-22 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" Combined-circuit cryogenic liquid propellant rocket engine (variants)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8250853B1 (en) Hybrid expander cycle rocket engine
RU2352804C1 (en) Liquid propellant jet engine
JP2006084171A (en) Cooling system for gas turbine engine having improved core system
RU2612512C1 (en) Liquid propellant rocket engine
RU2513063C1 (en) Test bench for rocket engines with thin-wall nozzles
RU2545615C1 (en) Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit
US20130186097A1 (en) Liquid Fuel Heating System
RU2302547C1 (en) Liquid-propellant rocket engine
RU2095607C1 (en) Cryogenic propellant rocket engine
RU2647937C1 (en) Liquid-propellant engine
RU2662028C1 (en) Liquid-propellant engine
RU2450153C1 (en) Liquid propellant rocket engine
RU2544684C1 (en) Liquid propellant rocket engine
RU2594828C1 (en) Propulsion engine of supersonic aircraft
RU2551712C1 (en) Liquid propellant rocket engine
RU2301352C1 (en) Liquid propellant rocket engine (versions)
RU2692598C1 (en) Liquid-propellant engine
RU2733460C1 (en) Liquid-propellant rocket engine
RU2539315C1 (en) Liquid-propellant rocket engine turbopump unit
RU2376483C1 (en) Nuclear gas turbine engine with afterburning
RU2514466C1 (en) Liquid propellant rocket engine
RU2391542C1 (en) Liquid-propellant engine
RU2771473C1 (en) Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas
RU2551713C1 (en) Liquid propellant rocket engine
RU2381152C1 (en) Multi-stage carrier rocket with nuclear rocket engines