RU2771473C1 - Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas - Google Patents

Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas Download PDF

Info

Publication number
RU2771473C1
RU2771473C1 RU2021121709A RU2021121709A RU2771473C1 RU 2771473 C1 RU2771473 C1 RU 2771473C1 RU 2021121709 A RU2021121709 A RU 2021121709A RU 2021121709 A RU2021121709 A RU 2021121709A RU 2771473 C1 RU2771473 C1 RU 2771473C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbopump
fuel
oxidizer
afterburning
scheme
Prior art date
Application number
RU2021121709A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Дмитриевич Горохов
Сергей Петрович Хрисанфов
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
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 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority to RU2021121709A priority Critical patent/RU2771473C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2771473C1 publication Critical patent/RU2771473C1/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
    • 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)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: rocket engines.SUBSTANCE: invention relates to liquid propellant rocket engines operating with generator gas afterburning. A liquid-propellant rocket engine is proposed, operating according to a scheme with afterburning of a reducing generator gas, containing a chamber with a high and low pressure cooling path, turbopump booster units of fuel and oxidizer and a turbopump unit, according to the invention, the low pressure cavity of the cooling path is connected to the inlet cavities of the turbines of the turbopump booster fuel units and oxidizer, and the outlet cavities of the turbines of the turbopump booster units of the fuel and oxidizer are connected to the inlet cavity of the fuel pump of the turbopump unit.EFFECT: invention provides an increase in the specific impulse.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа.The invention relates to liquid propellant rocket engines operating with generator gas afterburning.

Двигатели с дожиганием генераторного газа позволяют получить повышенный удельный импульс по сравнению с открытой схемой. Охлаждение стенок камеры, как правило, осуществляется горючим.Engines with afterburning generator gas allow you to get an increased specific impulse compared to an open circuit. Cooling of the walls of the chamber, as a rule, is carried out by fuel.

При работе двигателя с дожиганием окислительного генераторного газа горючее после охлаждения камеры не находится под высоким давлением.When the engine is operated with afterburning of the oxidizing generator gas, the fuel is not under high pressure after the chamber has cooled.

Недостатком этой схемы двигателя является то, что турбина не может работать при более высокой температуре. Кроме того, работоспособность восстановительного генераторного газа R (газовая постоянная) выше работоспособности окислительного генераторного газа.The disadvantage of this engine layout is that the turbine cannot operate at a higher temperature. In addition, the operability of the reducing producer gas R (gas constant) is higher than the operability of the oxidizing producer gas.

В патенте на изобретение №2746029 описана конструкция камеры, работающей на восстановительном генераторном газе и жидком кислороде, в тракте охлаждения которой имеются полости с низким и высоким давлением, - принята за прототип.In the patent for invention No. 2746029, the design of a chamber operating on reducing generator gas and liquid oxygen, in the cooling path of which there are cavities with low and high pressure, is taken as a prototype.

В описанной конструкции горючее из полости низкого давления поступает в полость смесительной головки на охлаждение огневого днища. При этом энергетика горючего из полости низкого давления используется не эффективно, что ухудшает энергетические характеристики двигателя.In the described design, fuel from the low-pressure cavity enters the cavity of the mixing head to cool the firing bottom. At the same time, the energy of the fuel from the low-pressure cavity is not used efficiently, which worsens the energy characteristics of the engine.

Этот недостаток устраняется предлагаемым изобретением, которое решает техническую задачу по повышению энергетической характеристики, при наличии в камере полости низкого давления.This disadvantage is eliminated by the present invention, which solves the technical problem of improving the energy characteristics, in the presence of a low-pressure cavity in the chamber.

Поставленная задача решается тем, что: жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, содержащий камеру с охлаждающим трактом высокого и низкого давления, турбонасосные бустерные агрегаты горючего и окислителя и турбонасосный агрегат, согласно изложенного, полость низкого давления тракта охлаждения соединена с входными полостями турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя, а выходные полости турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя соединены с входной полостью насоса горючего турбонасосного агрегата.The problem is solved by the fact that: a liquid-propellant rocket engine operating according to the scheme with afterburning of the reducing generator gas, containing a chamber with a cooling path of high and low pressure, turbopump booster units of fuel and oxidizer and a turbopump unit, according to the above, the low pressure cavity of the cooling path is connected to by the inlet cavities of the turbines of the fuel and oxidizer turbopump booster units, and the outlet cavities of the turbines of the fuel and oxidizer turbopump booster units are connected to the inlet cavity of the fuel turbopump unit pump.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой, показанной на фиг. 1.The essence of the invention is illustrated by the diagram shown in Fig. one.

ЖРД, работающий с дожиганием восстановительного генераторного газа (фиг. 1), включает камеру 1 с охлаждающим трактом высокого давления 2 и низкого давления 3, турбонасосный бустерный агрегат горючего 4 с входной полостью турбины 5 и выходной полостью 6, турбонасосный бустерный агрегат окислителя 7 с входной полостью турбины 8 и выходной полостью 9, турбонасосный агрегат 10 с входной полостью 11 насоса горючего 12.The LRE operating with afterburning of the reducing generator gas (Fig. 1) includes a chamber 1 with a high-pressure cooling path 2 and a low pressure 3, a turbopump fuel booster unit 4 with an inlet cavity of the turbine 5 and an outlet cavity 6, a turbopump booster unit of the oxidizer 7 with an inlet turbine cavity 8 and outlet cavity 9, turbopump assembly 10 with inlet cavity 11 of fuel pump 12.

ЖРД работает следующим образом.LRE works as follows.

Соответствующие расходы горючего поступают в тракт охлаждения камеры с полостями высокого и низкого давления. Из полости низкого давления горючее поступает во входные полости турбин 5 и 8 турбонасосных бустерных агрегатов горючего 4 и окислителя 7. После срабатывания на турбинах перепада давления горючее из выходных полостей 6 и 9 поступает во входную полость 11 насоса горючего 12. Сработанный перепад на турбинах турбонасосных бустерных агрегатов обеспечивает подачу горючего и окислителя с повышенным давлением на входа насосов окислителя и горючего турбонасосного агрегата.The corresponding fuel flow enters the cooling path of the chamber with high and low pressure cavities. From the low-pressure cavity, fuel enters the inlet cavities of the turbines 5 and 8 of the turbopump booster units of fuel 4 and oxidizer 7. After the pressure drop on the turbines is triggered, the fuel from the outlet cavities 6 and 9 enters the inlet cavity 11 of the fuel pump 12. units ensures the supply of fuel and oxidizer with increased pressure to the inlet of the oxidizer pumps and the fuel turbopump unit.

Предложенное техническое решение обеспечивает надежную работу двигателя, реализуя безкавитационную работу насосов окислителя и горючего турбонасосного агрегата и повышает энергетическую характеристику двигателя.The proposed technical solution ensures reliable operation of the engine, realizing the cavitation-free operation of the oxidizer pumps and the combustible turbopump unit and improves the energy performance of the engine.

Claims (1)

Жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, содержащий камеру с охлаждающим трактом высокого и низкого давления, турбонасосные бустерные агрегаты горючего и окислителя и турбонасосный агрегат, отличающийся тем, что полость низкого давления тракта охлаждения соединена с входными полостями турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя, а выходные полости турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя соединены с входной полостью насоса горючего турбонасосного агрегата.A liquid-propellant rocket engine operating according to a scheme with afterburning of a reducing generator gas, containing a chamber with a high and low pressure cooling path, turbopump booster units of fuel and oxidizer, and a turbopump unit, characterized in that the low pressure cavity of the cooling path is connected to the inlet cavities of the turbines of the turbopump booster units fuel and oxidizer, and the outlet cavities of the turbines of the turbopump booster units of the fuel and oxidizer are connected to the inlet cavity of the fuel turbopump unit.
RU2021121709A 2021-07-21 2021-07-21 Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas RU2771473C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021121709A RU2771473C1 (en) 2021-07-21 2021-07-21 Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021121709A RU2771473C1 (en) 2021-07-21 2021-07-21 Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2771473C1 true RU2771473C1 (en) 2022-05-04

Family

ID=81459027

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021121709A RU2771473C1 (en) 2021-07-21 2021-07-21 Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2771473C1 (en)

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2158839C2 (en) * 1999-01-21 2000-11-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Liquid-propellant rocket reheat engine
RU2746029C1 (en) * 2020-08-26 2021-04-06 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2158839C2 (en) * 1999-01-21 2000-11-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Liquid-propellant rocket reheat engine
US6226980B1 (en) * 1999-01-21 2001-05-08 Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo Nauchno-Proizvodstvennoe Obiedinenie “Energomash” Imeni Akademika V.P. Glushko Liquid-propellant rocket engine with turbine gas afterburning
DE69923944T2 (en) * 1999-01-21 2006-04-06 Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo Nauchno-Proizvodstvennoe Obiedinenie "Energomasimeni Akademika V.P. Glushko Of Russian Federation, Moskovskaya Oblast Liquid propellant rocket
RU2746029C1 (en) * 2020-08-26 2021-04-06 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8250853B1 (en) Hybrid expander cycle rocket engine
RU2352804C1 (en) Liquid propellant jet engine
US5267437A (en) Dual mode rocket engine
RU2386844C1 (en) Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation
RU2545615C1 (en) Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit
RU2771473C1 (en) Liquid rocket engine operating on scheme with afterburning of generator reduction gas
RU2746029C1 (en) Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas
RU2302547C1 (en) Liquid-propellant rocket engine
RU2382223C1 (en) Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation
RU2299345C1 (en) Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting
RU2612512C1 (en) Liquid propellant rocket engine
RU2300657C1 (en) Liquid-propellant rocket engine
RU2647937C1 (en) Liquid-propellant engine
RU2789943C1 (en) Liquid rocket engine with accessor
RU2544684C1 (en) Liquid propellant rocket engine
RU2733460C1 (en) Liquid-propellant rocket engine
RU2692598C1 (en) Liquid-propellant engine
RU2539315C1 (en) Liquid-propellant rocket engine turbopump unit
RU2386845C2 (en) Method to operate oxygen-kerosine liquid-propellant rocket engines and fuel composition therefor
RU2301352C1 (en) Liquid propellant rocket engine (versions)
RU2640893C1 (en) Combustion chamber of liquid-propellant engine with afterburning of generator gas
RU2794687C1 (en) Liquid rocket engine
RU2273754C2 (en) Liquid-propellant rocket engine operating on fuel containing helium additive
RU37774U1 (en) LIQUID ROCKET ENGINE WITH TURBO PUMP SUPPLY OF TWO-COMPONENT OXYGEN-HYDROCARBON FUEL
RU2514466C1 (en) Liquid propellant rocket engine