RU2647937C1 - Жидкостный ракетный двигатель - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2647937C1 RU2647937C1 RU2017125859A RU2017125859A RU2647937C1 RU 2647937 C1 RU2647937 C1 RU 2647937C1 RU 2017125859 A RU2017125859 A RU 2017125859A RU 2017125859 A RU2017125859 A RU 2017125859A RU 2647937 C1 RU2647937 C1 RU 2647937C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- liquid
- chamber
- ejector
- output
- fuel
- Prior art date
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
- F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса и надежности ЖРД. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Одной из основных проблем, возникающих при создании ЖРД, является обеспечение максимальных энергетических характеристик и высоких показателей надежности.
Известен ЖРД открытой схемы, содержащий камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомплектном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - жидкого окислителя и жидкого углеводородного горючего, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, заканчивающейся расширяющимся насадком, кроме того, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, а также клапаны окислителя и горючего, отличающийся тем, что в магистрали жидкого окислителя между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора (патент РФ №№2459970, МПК: F02K 9/48, от 28.10.2010).
Указанный ЖРД работает следующим образом.
Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя и далее самотеком поступает в газогенератор, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса горючего. Образовавшийся в газогенераторе газ приводит в движение турбину и, соответственно, насосы горючего и окислителя. В результате этого окислитель и горючее поступают в газификатор, где жидкий окислитель переводится в газ высокой температуры, который поступает в форсуночную головку камеры сгорания и через струйные форсунки поступает в огневое пространство камеры сгорания. Жидкое горючее из бака через дроссель и клапан поступает в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, а из него в форсуночную головку камеры сгорания, в которой происходит его полное сгорание в окислительном газе. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из камеры сгорания двигателя, создавая тягу.
Основным недостатком данного ЖРД являются большие потери удельного импульса, связанные с выбросом генераторного газа в атмосферу.
Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет дожигания генераторного газа в камере сгорания.
Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры.
Предлагаемый ЖРД за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи - повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет дожигания генераторного газа в камере сгорания.
Сущность изобретения иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже.
Предлагаемый ЖРД содержит камеру сгорания 1 с трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, газогенератор 4, турбонасосный агрегат 5, включающий в себя насос горючего 6, насос окислителя 7, турбину 8, вход которой сообщается с выходом газогенератора 4, а выход - с эжектором 9, соединенным с трактом охлаждения 2 камеры 1, при этом выход эжектора 9 соединен с форсуночной головкой 3 камеры 1.
Предлагаемый ЖРД работает следующим образом.
Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя 7. Основная часть окислителя из насоса окислителя 7 поступает в тракт охлаждения 2 камеры 1, где он подогревается и газифицируется. Далее газообразный окислитель из тракта охлаждения 2 поступает в эжектор 9. Оставшаяся часть окислителя поступает в газогенератор 4.
Жидкое горючее из бака через насос горючего 6 основным расходом поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, а оставшаяся часть горючего - в газогенератор 4.
В газогенераторе 4 происходит сгорание компонентов топлива и образование генераторного газа. Полученный генераторный газ поступает на турбину 8 турбонасосного агрегата 5 и далее в эжектор 9. Турбина 8 приводит в действие насосы горючего 6 и насос окислителя 7.
В эжекторе 9 происходит смешение основной части окислителя и генераторного газа. Полученная в эжекторе 9 смесь газов поступает в форсуночную головку 3 и далее во внутреннюю полость камеры сгорания 1, где она смешивается с основной частью горючего и сгорает. Образовавшиеся продукты сгорания компонентов топлива истекают из сопла камеры сгорания 1, создавая реактивную тягу двигателя.
Использование предлагаемого изобретения позволит повысить энергетические характеристики и показатели надежности ЖРД за счет дожигания генераторного газа в камере сгорания.
Claims (1)
- Жидкостный ракетный двигатель, характеризующийся тем, что он содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017125859A RU2647937C1 (ru) | 2017-07-18 | 2017-07-18 | Жидкостный ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017125859A RU2647937C1 (ru) | 2017-07-18 | 2017-07-18 | Жидкостный ракетный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2647937C1 true RU2647937C1 (ru) | 2018-03-21 |
Family
ID=61707814
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017125859A RU2647937C1 (ru) | 2017-07-18 | 2017-07-18 | Жидкостный ракетный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2647937C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN117329025A (zh) * | 2023-12-01 | 2024-01-02 | 陕西天回航天技术有限公司 | 一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3073119A (en) * | 1958-12-08 | 1963-01-15 | United Aircraft Corp | Rocket propellant system |
US4589253A (en) * | 1984-04-16 | 1986-05-20 | Rockwell International Corporation | Pre-regenerated staged-combustion rocket engine |
RU2158839C2 (ru) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза |
RU2544684C1 (ru) * | 2014-01-09 | 2015-03-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
-
2017
- 2017-07-18 RU RU2017125859A patent/RU2647937C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3073119A (en) * | 1958-12-08 | 1963-01-15 | United Aircraft Corp | Rocket propellant system |
US4589253A (en) * | 1984-04-16 | 1986-05-20 | Rockwell International Corporation | Pre-regenerated staged-combustion rocket engine |
RU2158839C2 (ru) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза |
RU2544684C1 (ru) * | 2014-01-09 | 2015-03-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN117329025A (zh) * | 2023-12-01 | 2024-01-02 | 陕西天回航天技术有限公司 | 一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器 |
CN117329025B (zh) * | 2023-12-01 | 2024-02-23 | 陕西天回航天技术有限公司 | 一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9163584B2 (en) | System, method and apparatus for lean combustion with plasma from an electrical arc | |
US8250853B1 (en) | Hybrid expander cycle rocket engine | |
RU2642940C2 (ru) | Вторичное устройство сгорания (варианты) | |
RU2352804C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
US3237401A (en) | Regenerative expander engine | |
CN109028150B (zh) | 用于旋转爆震推进系统的泡腾雾化结构和操作方法 | |
Haeseler et al. | Recent developments for future launch vehicle LOX/HC rocket engines | |
RU2647937C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2610624C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2561757C1 (ru) | Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель | |
RU2662028C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
Paxson et al. | Ejector enhanced pulsejet based pressure gain combustors: an old idea with a new twist | |
RU2746029C1 (ru) | Камера жрд, работающего с дожиганием восстановительного генераторного газа | |
RU2612512C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
Spytek | Application of an inter-turbine burner using core driven vitiated air in a gas turbine engine | |
WO2016039993A1 (en) | Liquid propellant rocket engine with afterburner combustor | |
US3139724A (en) | Dual fuel combustion system | |
RU2692598C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2733460C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2419035C2 (ru) | Трехзонный двигатель (варианты) | |
RU2301352C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель (варианты) | |
RU2459970C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель открытой схемы | |
RU2771473C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа | |
RU148369U1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя без дожигания генераторного газа, работающая по схеме "газ-жидкость" | |
KR20140057777A (ko) | 고온고압의 기체발생기 |