RU2760956C1 - Жидкостный ракетный двигатель с электронасосной системой подачи - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель с электронасосной системой подачи Download PDFInfo
- Publication number
- RU2760956C1 RU2760956C1 RU2020136922A RU2020136922A RU2760956C1 RU 2760956 C1 RU2760956 C1 RU 2760956C1 RU 2020136922 A RU2020136922 A RU 2020136922A RU 2020136922 A RU2020136922 A RU 2020136922A RU 2760956 C1 RU2760956 C1 RU 2760956C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- electric pump
- electric
- chamber
- engine
- power supply
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива, включающий регенеративно охлаждаемую камеру сгорания, электронасосные агрегаты для подачи компонентов топлива в камеру, блок питания электронасосных агрегатов на основе аккумуляторных батарей, при этом в состав двигателя включен турбоэлектрогенератор, вход в турбину которого сообщен с магистралью выхода из тракта охлаждения камеры газифицированного в нем низкокипящего компонента топлива; выход из турбины сообщен с магистралью входа этого компонента топлива в полость форсуночной головки камеры, а клеммы электрогенератора связаны кабелем через преобразователь в виде зарядного устройства и автоматический прерыватель электрической цепи с клеммами блока питания электроприводов насосов. Изобретение обеспечивает улучшение массовых характеристик двигателя с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива за счет снижения количества и массы аккумуляторных батарей в блоке питания электронасосных агрегатов. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с электронасосной системой подачи низкокипящих (криогенных) компонентов топлива в камеру сгорания.
В настоящее время в связи с успехами в создании энергоемких аккумуляторных батарей с удельной емкостью до 350 Вт⋅час/кг и относительно легких вентильных электродвигателей на постоянных магнитах с удельной массой ≤0,2 кг/КВт сформировался новый класс ЖРД с электронасосной системой подачи топлива в камеру сгорания. В таких двигателях привод каждого насоса, подающего компонент топлива в камеру, осуществляется индивидуальным электродвигателем постоянного тока с питанием его через преобразователь от литий-ионных или литий-полимерных аккумуляторных батарей, обладающих наилучшими массовыми характеристиками.
В диапазоне тяг от 0,4 тс до ~2 тс двигатели с электронасосной системой подачи топлива могут составить конкуренцию традиционно используемым в данном диапазоне тяг двигателям с турбонасосной системой подачи топлива, выполненным по схеме без дожигания рабочего тела турбины, имея такие качества, как отсутствие потерь удельного импульса, связанных с выхлопом отработанного в турбине генераторного газа, отсутствие газогенератора и теплонапряженных высокотемпературных элементов систем подачи (турбина, газоводы, выхлопные сопла); отсутствие специальных функциональных систем: системы агрегатов, обеспечивающих раскрутку ТНА при запуске двигателя, системы агрегатов регулирования тяги и соотношения расходов компонентов топлива через двигатель - функции этих систем обеспечиваются за счет изменения скоростей вращения электронасосов и, соответственно, расходов компонентов топлива в камеру по командам системы управления РН. Указанными качествами обладает двигатель «Rutherford» с тягой -2 тс, используемый в составе I и II ступеней РН «Elecktron», разработанный дочерним предприятием частной американской компанией «Rocket Lab». Этот двигатель принят за прототип изобретения. Недостаток ЖРД, выполненного по схеме прототипа, заключается в существенном возрастании массы блока питания на основе аккумуляторных батарей даже с высокими удельными характеристиками, указанным выше, при переходе к большим тягам, превышающим верхний предел указанного выше диапазона при более высоких давлениях в камере, обеспечивающих приемлемый удельный импульс в атмосферных условиях.
Так, если при тяге двигателя 2000 кгс на уровне моря (давление окружающей среды - 1 ата) и давлении в камере 20 ата, при котором удельный импульс двигателя равен 254 с, мощность суммарного электропотребления двигателя равна ~44 КВт, а масса батарей, обеспечивающих работу двигателя в течение 140 с (I ступень РН) равна ~6 кг, то при тяге двигателя в атмосферных условиях 4000 кгс при давлении в камере 60 ата, обеспечивающим удельный импульс 287 с, мощность электропотребления двигателя, выполненного по схеме прототипа, составит уже 311 КВт, а потребная масса батарей, обеспечивающих работу двигателя в течение вышеуказанного времени, увеличится до ~36 кг, что составляет ~37% массы двигателя. При дальнейшем увеличении тяги и давления в камере доля батарей в массе двигателя будет только возрастать, что существенно ухудшает массовые характеристики двигателя с электронасосной системой подачи и делает его неконкурентноспособным по сравнению с двигателем, использующим турбонасосную систему подачи.
Изобретение направлено на улучшение массовых характеристик двигателя с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива за счет снижения количества и массы аккумуляторных батарей в блоке питания электронасосных агрегатов. Результат обеспечивается тем, что в состав двигателя включен турбоэлектрогенератор (электрогенератор с турбинным приводом), вход в турбину которого сообщен с магистралью выхода из тракта охлаждения камеры газифицированного в нем низкокипящего компонента топлива, выход из турбины сообщен с магистралью входа этого компонента топлива в форсуночную головку камеры, а клеммы электрогенератора скоммутированы кабелем через преобразователь вырабатываемого турбоэлектро генератором электрического тока, выполненный в виде зарядного устройства, и автоматический прерыватель электрической цепи с клеммами блока питания электроприводов насосов.
При таком исполнении двигателя с электронасосной системой подачи топлива возможны питание электроприводов насосов от двух источников: от электрогенератора и блока аккумуляторных батарей, а также подзарядка аккумуляторных батарей блока питания при падении напряжения на его выходе вследствие разряда батарей ниже напряжения подаваемого от электрогенератора, вследствие чего начальная электроемкость и мощность электропитания могут быть рассчитаны на потребную мощность электроприводов насосов за вычетом электрической мощности, поступающей от электрогенератора на клеммы блока питания в течение всего времени работы двигателя.
На рисунке представлена схема предполагаемого двигателя с электронасосной системой подачи топлива.
В состав двигателя входят регенеративно охлаждаемая камера 1, электронасосные агрегаты окислителя ЭНО и горючего ЭНГ с электроприводами 2, 3 насосов 4, 5, турбоэлектрогенератор (ТЭГ), турбина 6 которого сообщена входом с магистралью 7 на выходе тракта охлаждения камеры 1 и выходом - с магистралью 8 на входе в форсуночную головку камеры 1. Клеммы электрогенератора 9 через автоматический прерыватель 10 электрической цепи 11 и преобразователь 12 электрически соединены с соответствующими клеммами на общем электрическом выходе аккумуляторных батарей 13 блока питания (БП) - входе в преобразователь 14 постоянного электрического тока, поступающего от БП.
При работе двигателя после достижения номинальных оборотов ЭНО и ЭНГ автоматический прерыватель 10 замыкает электрическую цепь между клеммами электрогенератора 9 и клеммами общего электрического выхода аккумуляторных батарей 13 блока питания, после чего при снижении напряжения постоянного электрического тока на клеммах батарей в допустимых пределах, но ниже напряжения постоянного электрического тока, поступающего через преобразователь 12 от электрогенератора 9 (или при равенстве их), питание ЭНО, ЭНГ осуществляется от 2-х источников БП и ТЭГ.
Расчетная оценка, проведенная по отношению к ЖРД с тягой 4 тс с электронасосной системой подачи топлива «жидкий кислород + СПГ» при давлении в камере 60 кгс/см2 показывает, что турбоэлектрогенератор, турбина которого включена в магистраль газифицированного СПГ на выходе тракта охлаждения камеры, обеспечивает выработку при КПД 0,95 электрогенератора - 225 КВт электрической мощности при избыточных затратах на потребную мощность насоса горючего 76 КВт, то есть в течение всего времени работы двигателя необходимая электрическая мощность на питание ЭНО и ЭНГ с КПД 0,95 и подзарядку батарей составит величину 138 КВт (при суммарной потребной мощности привода насосов 280 КВт) вместо 311 КВт у прототипа. Соответственно требуемые энергоемкости БП при времени работы двигателя 140 с равны 19320 КВт⋅с и 43540 КВт⋅с, а массы аккумуляторных батарей, обеспечивающих такие емкости при перспективной удельной массовой характеристике ~350 Вт час/кг равны соответственно 15 кг и 35 кг, что, с учетом массы преобразователя напряжения 2 кг, обеспечивает выигрыш в массе двигателя по изобретению ~18 кг по сравнению с двигателем по прототипу.
Claims (1)
- Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива, включающий регенеративно охлаждаемую камеру сгорания, электронасосные агрегаты для подачи компонентов топлива в камеру, блок питания электронасосных агрегатов на основе аккумуляторных батарей, отличающийся тем, что в состав двигателя включен турбоэлектрогенератор, вход в турбину которого сообщен с магистралью выхода из тракта охлаждения камеры газифицированного в нем низкокипящего компонента топлива; выход из турбины сообщен с магистралью входа этого компонента топлива в полость форсуночной головки камеры, а клеммы электрогенератора связаны кабелем через преобразователь в виде зарядного устройства и автоматический прерыватель электрической цепи с клеммами блока питания электроприводов насосов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020136922A RU2760956C1 (ru) | 2020-11-10 | 2020-11-10 | Жидкостный ракетный двигатель с электронасосной системой подачи |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020136922A RU2760956C1 (ru) | 2020-11-10 | 2020-11-10 | Жидкостный ракетный двигатель с электронасосной системой подачи |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2760956C1 true RU2760956C1 (ru) | 2021-12-01 |
Family
ID=79174042
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020136922A RU2760956C1 (ru) | 2020-11-10 | 2020-11-10 | Жидкостный ракетный двигатель с электронасосной системой подачи |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2760956C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2024079461A1 (en) * | 2022-10-13 | 2024-04-18 | Astron Systems Ltd | Rocket engine |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3228162A1 (de) * | 1982-07-28 | 1984-02-09 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Fluessigkeitsraketentriebwerk in nebenstrombauart fuer den betrieb im luftleeren raum |
US4998410A (en) * | 1989-09-05 | 1991-03-12 | Rockwell International Corporation | Hybrid staged combustion-expander topping cycle engine |
RU2352804C1 (ru) * | 2007-12-06 | 2009-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
FR3062171A1 (fr) * | 2017-01-23 | 2018-07-27 | Airbus Safran Launchers Sas | Moteur-fusee |
RU2729310C1 (ru) * | 2019-08-04 | 2020-08-05 | Андрей Владимирович Иванов | Жидкостный ракетный двигатель |
-
2020
- 2020-11-10 RU RU2020136922A patent/RU2760956C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3228162A1 (de) * | 1982-07-28 | 1984-02-09 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Fluessigkeitsraketentriebwerk in nebenstrombauart fuer den betrieb im luftleeren raum |
US4998410A (en) * | 1989-09-05 | 1991-03-12 | Rockwell International Corporation | Hybrid staged combustion-expander topping cycle engine |
RU2352804C1 (ru) * | 2007-12-06 | 2009-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
FR3062171A1 (fr) * | 2017-01-23 | 2018-07-27 | Airbus Safran Launchers Sas | Moteur-fusee |
RU2729310C1 (ru) * | 2019-08-04 | 2020-08-05 | Андрей Владимирович Иванов | Жидкостный ракетный двигатель |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2024079461A1 (en) * | 2022-10-13 | 2024-04-18 | Astron Systems Ltd | Rocket engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8552575B2 (en) | Hybrid electric power for vehicular propulsion | |
CN108639299B (zh) | 一种带燃料电池的气电混联式船舶混合动力系统 | |
US20200039657A1 (en) | Variable Cycle Hybrid Power and Propulsion System for Aircraft | |
CN108674625A (zh) | 一种带燃料电池的气电并联式船舶混合动力系统 | |
CN108657406A (zh) | 一种带燃料电池的柴气电混联式船舶混合动力系统 | |
US11009327B2 (en) | Series hybrid architecture for an unmanned underwater vehicle propulsion system | |
CN108860549A (zh) | 一种带燃料电池的柴气电并联式船舶混合动力系统 | |
RU2760956C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с электронасосной системой подачи | |
CN108674627A (zh) | 一种带燃料电池的双轴式船舶混合动力系统 | |
EP3418674B1 (en) | Pulsed power hybrid electric unmanned underwater vehicle propulsion system | |
CN108252807A (zh) | 涡轮电动式的发动机推进系统 | |
CN102530217B (zh) | 一种高速高效的喷水推动技术 | |
CN108657405A (zh) | 一种单机单桨式气电混合船舶动力系统 | |
CN101694189A (zh) | 液体火箭发动机超导电磁泵循环系统 | |
CN108438190A (zh) | 一种带燃料电池的单轴式船舶混合动力系统 | |
US20180370606A1 (en) | Unmanned underwater vehicle propulsion system including a dc bus | |
CN211008892U (zh) | 液体火箭发动机系统 | |
CN103010044A (zh) | 一种混合动力汽车的供电系统 | |
CN110792530A (zh) | 液体火箭发动机系统 | |
CN111043042A (zh) | 一种液体火箭电动泵装置 | |
RU2303152C1 (ru) | Реактивная двигательная установка летательного аппарата | |
ES2907280T3 (es) | Motor de cohete con turbobomba que tiene un motor-generador | |
RU2757145C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2802119C1 (ru) | Автономная авиационная гидравлическая насосная станция | |
TWI776218B (zh) | 火箭推進器的電動機及燃料動力混合系統 |