RU2772670C1 - Жидкостная ракетная двигательная установка - Google Patents
Жидкостная ракетная двигательная установка Download PDFInfo
- Publication number
- RU2772670C1 RU2772670C1 RU2020141523A RU2020141523A RU2772670C1 RU 2772670 C1 RU2772670 C1 RU 2772670C1 RU 2020141523 A RU2020141523 A RU 2020141523A RU 2020141523 A RU2020141523 A RU 2020141523A RU 2772670 C1 RU2772670 C1 RU 2772670C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- oxidizer
- liquid
- combustion chamber
- units
- Prior art date
Links
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title claims abstract description 33
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 69
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 45
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 20
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 11
- 230000001603 reducing Effects 0.000 claims description 20
- 230000001590 oxidative Effects 0.000 claims description 19
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims description 11
- 239000000306 component Substances 0.000 claims 1
- 238000002309 gasification Methods 0.000 claims 1
- 230000003534 oscillatory Effects 0.000 abstract description 8
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract description 7
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract description 7
- 240000004804 Iberis amara Species 0.000 abstract description 7
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 230000003068 static Effects 0.000 abstract description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 abstract 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 abstract 1
- 239000007792 gaseous phase Substances 0.000 abstract 1
- 239000007791 liquid phase Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 2
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 2
- 241000232219 Platanista Species 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000002706 hydrostatic Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Жидкостная ракетная двигательная установка может быть использована в качестве базового модуля многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования. Установка состоит из камеры сгорания и автономных систем питания камеры сгорания компонентами топлив как в жидкой, так и в газообразной фазе. В установке отсутствуют расходные магистрали окислителя и горючего, а агрегаты системы питания: насосы, турбины и газогенераторы, располагаются в углублениях донной части топливных баков в однотипной среде: агрегаты системы питания окислителем в топливном баке окислителя, а агрегаты системы питания горючим в топливном баке горючего. Предлагаемая конструкция радикально решает проблему продольной колебательной неустойчивости мощных ракет на жидком топливе без применения специальных демпфирующих устройств. При этом уменьшаются габариты и масса системы питания, снижается стоимость и время экспериментальной отработки жидкостной ракетной двигательной установки и повышается статическая устойчивость и надежность ракеты. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области ракетной техники, конкретно к устройству жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ).
Известна ЖРДУ [1] (рис. 1.7, стр. 11), включающая топливные баки, расходные магистрали окислителя и горючего и жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) состоящий: из тяговой камеры сгорания (КС); и следующих систем: из системы подачи окислителя в КС включающую: насос окислителя, турбину окислительного газа, окислительный жидкостный газогенератор; из системы подачи горючего в КС включающую: насос горючего, восстановительный жидкостный газогенератор, турбину восстановительного газа; и запорную и регулирующую арматуру, которые расположены на раме ЖРД или непосредственно на КС, например [1] (рис. 1.13, 1.14, стр. 19 и рис. 1.15, стр. 20). Структурно-компоновочная схема такой ЖРДУ, приведена на фиг. 1. Такой ЖРДУ оснащены все мощные ракеты на жидком топливе, и отечественного, и зарубежного производства. Характерной особенностью таких ракет [2] является то, что они склонны к возникновению продольной колебательной неустойчивости, опасной с точки зрения прочности корпуса ракеты и недопустимой для нормальной работы приборов и экипажа. Устранение продольной колебательной неустойчивости, проявляющейся, как правило, на этапе летных испытаний, требует значительных трудовых, материальных и временных ресурсов. Одной из причин возникновения продольной колебательной неустойчивости мощных ракет на жидком топливе является спонтанное развитие в расходных топливных магистралях самовозбуждающихся автоколебаний давлений и расходов топлива, обусловленных взаимодействием процессов в расходных магистралях с кавитационными явлениями в проточных частях насосов. Несмотря на многочисленные исследования этих колебаний, например [3], радикальных способов устранения таких колебаний, а следовательно, и продольной колебательной неустойчивости ракет на жидком топливе, до сих пор не найдено. В настоящее время основной способ устранения продольной колебательной неустойчивости заключается в уменьшении влияния кавитационных автоколебаний давления и расхода в расходных магистралях путем установки на входе насосов массивных газовых демпферов, которые увеличивают массу ЖРДУ, что ведет к такой же по величине потере массы полезного груза.
Недостатком известной ЖРДУ является то, что потенциальная склонность ракет на жидком топливе к продольной колебательной неустойчивости заложена в структурно-компоновочной схеме ЖРДУ и обусловлена наличием расходных магистралей. Кроме того, недостатком структурно-компоновочной схемы является и то, что все агрегаты систем питания КС окислителем и горючим расположены на раме КС или непосредственно на КС, что существенно увеличивает массу ЖРД с помощью которого осуществляется управление ракетой, а следовательно увеличивается мощность и масса системы управления ракетой.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение является: радикальное устранение потенциальной возможности возникновения продольной колебательной неустойчивости ракет на жидком топливе. При этом решаются и другие задачи, такие как: снижение массы ЖРД; повышение эффективности системы управления ракетой; повышение надежности и безопасности; снижение стоимости.
Данные задачи решаются за счет того, что в заявляемой ЖРДУ исключены расходные магистрали, способствующие возникновению самовозбуждающихся кавитационных автоколебаний, а агрегаты системы питания расположены в углублениях донной части топливных баков, с подачей компонентов топлива в КС по напорным магистралям. При этом, с целью обеспечения надежности и безопасности, особенно при использовании самовоспламеняющихся компонентов топлива, агрегаты системы питания КС окислителем располагаются в топливном баке окислителя, а агрегаты системы питания КС горючим в топливном баке горючего. Структурно-компоновочная схема заявляемой ЖРДУ приведена на фиг. 2. которая состоит: из тяговой КС; из автономной системы питания КС окислителем включающую бак окислителя с расположенными в донной части агрегатами системы питания окислителем: насосом окислителя, турбиной окислительного газа, окислительным жидкостным газогенератором; и из напорной магистрали окислителя; из автономной системы питания КС горючим включающую: бак горючего с расположенными в донной части агрегатами системы питания горючим: насосом горючего, восстановительным жидкостным газогенератором, турбиной восстановительного газа; и из напорной магистрали горючего.
Техническим результатом, обеспечиваемым приведенной совокупность признаков, является: радикальное решение проблемы продольной колебательной неустойчивости мощных ракет на жидком топливе без использования газовых демпферов или других устройств; снижение массы системы питания компонентами топлива ЖРДУ на величину массы таких устройств; сокращение стоимости и времени экспериментальной отработки ракет. Кроме того, с размещением агрегатов системы питания в топливных баках достигается более плотная компоновка ракеты, уменьшаются габариты и увеличиваются степень заполнения ракеты топливом, а следовательно, и дальность полета ракеты. Кроме того, размещение агрегатов системы питания КС компонентами топлива в топливных баках повышает статическую устойчивость ракеты без применения систем перелива топлива, а в однотипной среде, повышает надежность, особенно при самовоспламеняющихся компонентах топлива, и снижает требования к качеству уплотнений турбонасосных агрегатов (ТНА), так как утечки компонентов топлива остаются в топливных баках, а следовательно, снижается стоимость изготовления ТНА. При этом, заявляемая структурно-компоновочная схема ЖРДУ, упрощает экспериментальную отработку ЖРДУ, так как позволяет автономно отработать КС и системы питания КС окислителем и горючим и позволяет разработать линейку унифицированных ЖРДУ различной мощности и различного назначения.
Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображено:
На фиг. 1 - Структурно-компоновочная схема ЖРДУ прототипа, состоящего: из бака с горючим, заборным устройством и расходной магистралью горючего; из бака с окислителем, заборным устройством и расходной магистралью окислителя; и ЖРД состоящего: из КС с агрегатами системы питания горючим и окислителем.
На фиг. 2 - Структурно-компоновочная схема заявляемой ЖРДУ состоящей: из КС; из системы питания КС горючим состоящей из бака с горючим с расположенными в донной части бака агрегатами системы питания горючим с заборным устройством и напорной магистралью горючего; из системой питания КС окислителем состоящей из бака с окислителем с расположенными в донной части бака агрегатами системы питания окислителем с заборным устройством и напорной магистралью окислителя.
На фиг. 3 - Схема ЖРДУ с дожиганием продуктов газогенерации в КС 11, работающей по схеме «газ + газ», и с автономными системами питания КС окислительными и восстановительными продуктами газогенерации: 1, 7 - пуско-отсечные пневмоклапаны горючего и окислителя, соответственно; 2, 8 - насосы горючего и окислителя, соответственно; 3, 6 - топливные баки с горючим и окислителем, соответственно; 4, 5 - восстановительный и окислительный жидкостные газогенераторы, соответственно; 9, 10 - турбина окислительного и турбина восстановительного газа, соответственно; 11 - КС «газ - газ»; 12, 13 - заборное устройство горючего и окислителя, соответственно: 14 - напорная магистраль горючего; 15 - напорная магистраль восстановительного газа; 16 - напорная магистраль окислительного газа.
На фиг. 4 - Схема ЖРДУ без дожигания продуктов газогенерации в КС 11, работающей по схеме «жидкость + жидкость», и с автономными системами питания КС окислителем и горючим: 1, 7 - пуско-отсечные пневмоклапаны горючего и окислителя, соответственно; 2, 8 - насосы горючего и окислителя, соответственно; 3, 6 - топливные баки с горючим и окислителем, соответственно; 4, 5 - восстановительный и окислительный жидкостные газогенераторы, соответственно; 9, 10 - турбина окислительного и турбина восстановительного газа, соответственно; 11 - КС «жидкость + жидкость»; 12, 13 - заборное устройство горючего и окислителя, соответственно: 14-напорная магистраль горючего; 17 - напорная магистраль окислителя; 18 - выхлопной патрубок турбины окислительного газа; 19 - выхлопной патрубок турбины восстановительного газа.
Работает ЖРДУ, на самовоспламеняющихся компонентах топлива с дожиганием продуктов газогенерации в КС 11 (фиг. 3), следующим образом. Подается давление на пневмоклапаны 1 и 7, пневмоклапаны открываются и компоненты топлива самотеком под действием гидростатического давления или давления предварительного наддува топливных баков поступают в газогенераторы 4 и 5: горючее по магистрали 14 через рубашку охлаждения КС, а окислитель непосредственно в газогенераторы: в газогенератор 4 с избытком горючего, а в газогенератор 5 с избытком окислителя, где соприкасаются и воспламеняются. Восстановительный газ из газогенератора 4 поступает на турбину 10, и далее малая часть восстановительного газа поступает на наддув топливного бака горючего, а основная часть по напорной магистрали 15 в КС. Турбина 10 приводит во вращение насос горючего 2, который под давлением через рубашку охлаждения КС подает горючее в газогенераторы 4 и 5. Окислительный газ из газогенератора 5 поступает на турбину 9, и далее малая часть окислительного газа поступает на наддув топливного бака окислителя, а основная часть по напорной магистрали 16 в КС. Турбина 9 приводит во вращение насос окислителя 8, который под давлением подает окислитель в газогенераторы 4 и 5. Газифицированные компоненты топлива, поступившие в КС, соприкасаются и воспламеняются, КС и агрегаты системы питания выходят на режим. При несамовоспламеняющихся компонентах топлива в газогенераторах и КС устанавливается система зажигания, которая включается одновременно с пуско-отсечными клапанами. Для выключения ЖРДУ подается сигнал на пуско-отсечные клапаны 1 и 7, клапаны закрываются подача компонентов топлива прекращается.
Работает ЖРДУ, на самовоспламеняющихся компонентах топлива без дожигания продуктов газогенерации в КС 11 (фиг. 4), аналогичным образом и отличается только тем, что компоненты топлива подаются в КС 11 в жидком виде, а газифицированные продукты после турбин 9 и 10 выбрасываются через выхлопные патрубки турбин в атмосферу и могут быть использованы в системе управления ракетой.
Предлагаемая ЖРДУ может быть использована в качестве базового модулям многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования.
Литература.
1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей: Учебник/Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Кузнецов В.А. и др.; Под ред. В.М. Кудрявцева. - 3-е изд., испр. и доп. М.: Высш. школа, 1983. - 703 с.
2. Балакирев Ю.Г. Решение проблемы продольных колебаний советских жидкостных ракет в полете: достижения и неудачи. Часть 1. Журнал «Космонавтика и ракетостроение» 2014, вып. 6(79), с. 195-191.
3. Дегтярь Б.Г. Кавитация и POGO-неустойчивость [Текст]: Учебное пособие / Б.Г. Дегтярь - Челябинск: Изд. ЮУрГУ, 1997. - 100 с.
Claims (2)
1. Жидкостная ракетная двигательная установка, включающая топливные баки, жидкостный ракетный двигатель, состоящий: из тяговой камеры сгорания, из агрегатов системы подачи окислителя в камеру сгорания: насоса окислителя, турбины окислительного газа, окислительного жидкостного газогенератора, из агрегатов системы подачи горючего в камеру сгорания: насоса горючего, восстановительного жидкостного газогенератора, турбины восстановительного газа, отличающаяся тем, что включает напорные магистрали окислителя и горючего, причём агрегаты системы подачи окислителя в камеру сгорания: насос окислителя, турбина окислительного газа, окислительный жидкостный газогенератор, расположены в углублении донной части топливного бака окислителя, с подачей окислительного газа в камеру сгорания по напорной магистрали окислителя, а агрегаты системы подачи горючего в камеру сгорания: насос горючего, восстановительный жидкостный газогенератор, турбина восстановительного газа, расположены в углублении донной части топливного бака горючего, с подачей восстановительного газа в камеру сгорания по напорной магистрали горючего.
2. Жидкостная ракетная двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что компоненты топлива, окислитель и горючее, подаются в камеру сгорания в жидком виде, а продукты газификации в газогенераторах выбрасываются в атмосферу через выхлопные патрубки турбин.
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2772670C1 true RU2772670C1 (ru) | 2022-05-23 |
Family
ID=
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2809266C1 (ru) * | 2023-02-03 | 2023-12-08 | Борис Григорьевич Дегтярь | Жидкостная ракетная двигательная установка |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2496090C1 (ru) * | 2012-05-11 | 2013-10-20 | Николай Борисович Болотин | Зенитная ракета и жидкостный ракетный двигатель |
RU158449U1 (ru) * | 2014-12-31 | 2016-01-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа |
RU2703076C1 (ru) * | 2019-07-01 | 2019-10-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги |
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2496090C1 (ru) * | 2012-05-11 | 2013-10-20 | Николай Борисович Болотин | Зенитная ракета и жидкостный ракетный двигатель |
RU158449U1 (ru) * | 2014-12-31 | 2016-01-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа |
RU2703076C1 (ru) * | 2019-07-01 | 2019-10-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2809266C1 (ru) * | 2023-02-03 | 2023-12-08 | Борис Григорьевич Дегтярь | Жидкостная ракетная двигательная установка |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
US4831818A (en) | Dual-fuel, dual-mode rocket engine | |
RU2520771C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель по схеме с дожиганием генераторного газа | |
RU2772670C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка | |
Bellomi et al. | Development of LM10-MIRA liquid oxygen–liquid natural gas expander cycle demonstrator engine | |
RU2002128989A (ru) | Многоразовое устройство для запуска летательных аппаратов (варианты) | |
RU2302547C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2095607C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе | |
RU2065985C1 (ru) | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель | |
EP4030046A1 (en) | Multi-time ignition starting apparatus for a rocket engine, and rocket engine having same | |
US20120247082A1 (en) | Clean up - rocket | |
Wilhelm et al. | Test Facility for Research on Advanced Green Propellants under High-Altitude Conditions | |
RU2116491C1 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель | |
RU2542623C1 (ru) | Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка | |
US6415596B1 (en) | Method for increasing the specific impulse in a liquid-propellant rocket engine and rocket powder unit for realising the same | |
RU2809266C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка | |
RU2484285C1 (ru) | Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель | |
RU2431053C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена | |
US9200596B2 (en) | Catalytically enhanced gas generator system for rocket applications | |
Takada et al. | Ignition and flame-holding characteristics of 60wt% hydrogen peroxide in a CAMUI-type hybrid rocket fuel | |
RU2390476C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его запуска, турбонасосный агрегат и трехкомпонентный газогенератор | |
Schäfer et al. | Development and Operational Conditions of VINCI Altitude Simulation Test Bench P4. 1 | |
RU2381152C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель с атомными ракетными двигателями | |
RU2301352C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель (варианты) | |
ESTEY et al. | The opportunity for hybrid rocket motors in commercial space |