RU2273757C2 - Steam-water driven rocket engine - Google Patents
Steam-water driven rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2273757C2 RU2273757C2 RU2003101050/06A RU2003101050A RU2273757C2 RU 2273757 C2 RU2273757 C2 RU 2273757C2 RU 2003101050/06 A RU2003101050/06 A RU 2003101050/06A RU 2003101050 A RU2003101050 A RU 2003101050A RU 2273757 C2 RU2273757 C2 RU 2273757C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- water
- steam
- engine
- rocket
- rocket engine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Nozzles (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к производству ракетных двигателей и может быть использовано при создании ракет для доставки полезной нагрузки на небольшие высоты и в качестве стартовых ускорителей для аэрокосмических систем.The invention relates to the production of rocket engines and can be used to create rockets for delivering payloads at low altitudes and as launch accelerators for aerospace systems.
Известны ракетные двигатели, использующие в качестве энергоносителя и рабочего вещества воду.Rocket engines are known that use water as an energy carrier and working medium.
Наиболее близким аналогом заявленному изобретению по технической сути и назначению является пароводяной ракетный двигатель, представленный в заявке №96101208/06 от 24.01.1996 г. на патент РФ на изобретение "Способ создания реактивной тяги ракетного двигателя и пароводяной ракетный двигатель". Данный двигатель состоит из заполняемой перегретой водой камеры, сообщенной с соплом, расположенным в донной части. Вода подается в сопловую часть под действием давления подушки насыщенного пара над открытой поверхностью воды в верхней части камеры. С целью уменьшения потерь импульса жидкие капли в пароводяном рабочем теле диспергируют перед соплом механическим устройством на входе в сопло или сепарируют с помощью центробежного завихрителя или сетки.The closest analogue of the claimed invention in technical essence and purpose is a steam-water rocket engine, presented in the application No. 96101208/06 of 01.24.1996 for a patent of the Russian Federation for the invention "Method for creating jet propulsion of a rocket engine and steam-water rocket engine". This engine consists of a chamber filled with superheated water, in communication with a nozzle located in the bottom. Water is supplied to the nozzle portion under the influence of saturated vapor cushion pressure above the open water surface in the upper part of the chamber. In order to reduce impulse losses, liquid droplets in a steam-water working fluid are dispersed in front of the nozzle by a mechanical device at the entrance to the nozzle or separated using a centrifugal swirler or mesh.
Недостатком данного двигателя являются низкая эффективность, обусловленная низкой удельной энергоемкостью перегретой воды при нормальном атмосферном давлении, не позволяющая достигнуть высоких значений тяги и импульса, необходимых для применения двигателя на реальных ракетах с полезной нагрузкой. Дополнительные механические устройства, сепараторы или сетки на входе в сопло снижают КПД и тягу двигателя. Конструкция двигателя не предусматривает компоновку ракеты с обратным стартом.The disadvantage of this engine is its low efficiency, due to the low specific energy consumption of superheated water at normal atmospheric pressure, which does not allow reaching the high thrust and momentum required for using the engine on real rockets with a payload. Additional mechanical devices, separators or grids at the inlet to the nozzle reduce the efficiency and thrust of the engine. The design of the engine does not provide for the layout of the rocket with a return start.
Целью заявленного изобретения является повышение эффективности пароводяного ракетного двигателя.The aim of the claimed invention is to increase the efficiency of a steam-water rocket engine.
Указанная цель достигается тем, что воду в пароводяном ракетном двигателе, состоящем из водяной камеры с расширительным каналом и сопловой головки с устройством управления тягой в головной части, нагревают до глубоко закритических температур встроенными в водяную камеру нагревателями или с помощью наружных источников теплового или электромагнитного излучения сквозь тепло- или радиопрозрачные части стенок камеры, а сопло или сопла за критическим сечением обладают закритическими параметрами.This goal is achieved by the fact that the water in a steam-water rocket engine, consisting of a water chamber with an expansion channel and a nozzle head with a thrust control device in the head, is heated to deeply supercritical temperatures by heaters built into the water chamber or using external sources of thermal or electromagnetic radiation through heat- or radiolucent parts of the chamber walls, and the nozzle or nozzles beyond the critical section have supercritical parameters.
Схема варианта конструкции пароводяного ракетного двигателя с нагреваемой наружными источниками тепловой энергии водой в водяной камере представлена на чертеже. На схеме обозначены: стенка 1 водяной камеры с перегретой водой; стенка 2 расширительного канала; местоположение устройства управления тягой 3; местоположение сопла 4 обратного старта; местоположение элементов интерфейса 5 на ускорителе. Варианты конструкций встроенных в водяную камеру нагревателей могут быть различными в зависимости как от назначения и конструкции ракеты, так и различных внешних условий.A design diagram of a steam-water rocket engine with external water heated by external sources of thermal energy in a water chamber is shown in the drawing. The diagram shows: wall 1 of the water chamber with superheated water; wall 2 of the expansion channel; location of the traction control device 3; location of the nozzle 4 reverse start; location of interface elements 5 on the accelerator. Design options for heaters built into the water chamber can be different depending on both the purpose and design of the rocket and various external conditions.
Работает данный ракетный двигатель следующим образом:This rocket engine works as follows:
При закрытом устройстве 3 управления тягой в сопловой головке воду в заполненной водяной камере 1 нагревают до закритических температур наружным излучением сквозь стенки или встроенными в водяную камеру нагревателями, например электрическими, или дымогарными каналами с горячими газами от внешнего источника. При этом возрастает удельная теплоемкость и энтальпия воды и падает ее вязкость. При достижении стартовой температуры открывают устройство 3 управления тягой, и пароводяная смесь движется по расширительному каналу 2 с донной части камеры в сопловую головку. Расширительный канал располагают по длине водяной камеры и придают такие длину и конусность, чтобы при входе пароводяной смеси в сопловую головку доля жидкокапельной фракции в массе смеси была минимальной. Такому режиму истечения смеси способствуют то, что испарение капель воды с закритической температурой происходит без затраты энергии, и то, что при падении давления по мере продвижения массы смеси по расширяющемуся каналу в ней выделяется избыточная теплота, соответствующая уменьшению энтальпии. Конкретные значения параметров расширительного канала определяются конструктивными особенностями ракеты, стартовой температурой воды и режимом ускорения ракеты. Сопловая головка с устройства управления тягой 3 направляет поток пара соответственно направлению тяги ракеты и имеет такие параметры сечений, что пар после критического сечения сопла или сопел истекает в глубоко закритическом режиме и уже вблизи критического сечения сопла происходит лавинообразная конденсация и кристаллизация влаги вследствие адиабатического охлаждения. Это приводит к падению давления в закритическом объеме сопла и приближает режим работы двигателя к режиму работы в пустоте, а термодинамический режим истечения пара на закритическом участке сопла становится неизоэнтропическим.When the draft control device 3 in the nozzle head is closed, the water in the filled water chamber 1 is heated to supercritical temperatures by external radiation through the walls or by heaters built into the water chamber, for example, electric or smoke channels with hot gases from an external source. In this case, the specific heat and enthalpy of water increase and its viscosity decreases. When the starting temperature is reached, the thrust control device 3 is opened, and the steam-water mixture moves along the expansion channel 2 from the bottom of the chamber to the nozzle head. The expansion channel is located along the length of the water chamber and is given such a length and taper that, when the steam-water mixture enters the nozzle head, the proportion of the liquid-drop fraction in the mass of the mixture is minimal. This mode of flow of the mixture is facilitated by the fact that the evaporation of water droplets with supercritical temperature occurs without the expenditure of energy, and that when pressure drops as the mass of the mixture moves along the expanding channel, excess heat is generated in it, corresponding to a decrease in enthalpy. The specific values of the parameters of the expansion channel are determined by the design features of the rocket, the starting temperature of the water and the mode of acceleration of the rocket. The nozzle head from the thrust control device 3 directs the steam flow according to the direction of the rocket thrust and has such cross-sectional parameters that steam after the critical section of the nozzle or nozzles expires in a deeply supercritical mode and avalanche condensation and crystallization of moisture occur near the critical section of the nozzle due to adiabatic cooling. This leads to a pressure drop in the supercritical volume of the nozzle and brings the engine operating mode closer to the mode of operation in the void, and the thermodynamic regime of steam outflow in the supercritical section of the nozzle becomes non-isentropic.
Режим обратного старта позволяет снизить требования к центровке ракетной системы и избавляет от необходимости применения аэродинамических стабилизаторов. Во время подъема ускорителя возможно уменьшить скорость охлаждения воды в водяной камере с помощью дистанционного подогрева ее сквозь радиопрозрачные стенки водяной камеры энергией от излучателей, расположенных на стартовой площадке и по трассе движения ракеты.The reverse start mode reduces the requirements for the alignment of the rocket system and eliminates the need for aerodynamic stabilizers. During the rise of the accelerator, it is possible to reduce the cooling rate of water in the water chamber by remotely heating it through the radiolucent walls of the water chamber with energy from emitters located on the launch pad and along the rocket’s path.
Таким образом, использование глубоко закритического перегрева воды, закритического режима истечения рабочего тела и установка сопел в головной части пароводяного ракетного двигателя с расширительным каналом в водяной камере позволяют улучшить тяговые характеристики пароводяной ракеты и использовать преимущества обратного старта.Thus, the use of deeply supercritical overheating of water, the supercritical regime of the expiration of the working fluid, and the installation of nozzles in the head of a steam-water rocket engine with an expansion channel in the water chamber can improve the traction characteristics of a steam-water rocket and take advantage of the return start.
Возможно применение в пароводяных ракетных ускорителях и иных, в частности искусственных, жидкостей или водных растворов с иными, чем у чистой воды, молекулярным весом и теплофизическими свойствами, позволяющими добиться неизоэнтропического истечения пара с большим удельным импульсом, чем для чистой воды.It is possible to use in steam-water rocket boosters and other, in particular artificial, liquids or aqueous solutions with molecular weights other than pure water, and thermophysical properties that make it possible to achieve non-isentropic steam outflow with a higher specific impulse than for pure water.
Давления в водяной камере, соответствующие режимам старта и подъема таких ракет с коммерчески оправданной полезной нагрузкой, достижимы при температурах воды от 800-900 К. При таких температурах для изготовления элементов корпуса, сопловой головки и механизмов управления тягой ускорителя многоразового использования пригодны различные относительно дешевые природные и искусственные материалы. Изготовление элементов конструкции ускорителя можно осуществлять на гражданских предприятиях наземной промышленности и широко применять коммерческие детали.The pressure in the water chamber corresponding to the launch and lift regimes of such missiles with a commercially viable payload is achievable at water temperatures from 800-900 K. At such temperatures various relatively cheap natural materials are suitable for the manufacture of body elements, nozzle heads and thrust control mechanisms of the reusable accelerator and artificial materials. Production of accelerator design elements can be carried out at civilian enterprises in the land industry and commercial parts are widely used.
Изготовление ракет с пароводяными двигателями с неизоэнтропическим истечением рабочего вещества, подготовка к старту и старт окажутся многократно проще, дешевле и безопасней, чем при использовании существующих ракет с термохимическими ракетными двигателями. Особенно эффективно применение пароводяных ракет в качестве экологически безупречных мощных стартовых ускорителей для тяжелых аэрокосмических систем.The manufacture of rockets with steam-water engines with non-isentropic expiration of the working substance, preparation for launch and launch will be much easier, cheaper and safer than using existing rockets with thermochemical rocket engines. Especially effective is the use of steam-water missiles as environmentally sound powerful launching boosters for heavy aerospace systems.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003101050/06A RU2273757C2 (en) | 2003-01-14 | 2003-01-14 | Steam-water driven rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003101050/06A RU2273757C2 (en) | 2003-01-14 | 2003-01-14 | Steam-water driven rocket engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003101050A RU2003101050A (en) | 2004-08-10 |
RU2273757C2 true RU2273757C2 (en) | 2006-04-10 |
Family
ID=35846495
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003101050/06A RU2273757C2 (en) | 2003-01-14 | 2003-01-14 | Steam-water driven rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2273757C2 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU175004U1 (en) * | 2016-03-02 | 2017-11-15 | Дмитрий Николаевич Харитонов | CASCADE SUPERCONDUCTOR ROCKET ENGINE |
RU187155U1 (en) * | 2018-05-28 | 2019-02-21 | Владимир Анисимович Романов | Liquid-free rocket engine gasless steam chamber |
RU2764948C1 (en) * | 2021-01-21 | 2022-01-24 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Федеральный научный центр "КАБАРДИНО-БАЛКАРСКИЙ НАУЧНЫЙ ЦЕНТР РОССИЙСКОЙ АКАДЕМИИ НАУК" (КБНЦ РАН) | Steam-water rocket engine |
-
2003
- 2003-01-14 RU RU2003101050/06A patent/RU2273757C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU175004U1 (en) * | 2016-03-02 | 2017-11-15 | Дмитрий Николаевич Харитонов | CASCADE SUPERCONDUCTOR ROCKET ENGINE |
RU187155U1 (en) * | 2018-05-28 | 2019-02-21 | Владимир Анисимович Романов | Liquid-free rocket engine gasless steam chamber |
RU2764948C1 (en) * | 2021-01-21 | 2022-01-24 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Федеральный научный центр "КАБАРДИНО-БАЛКАРСКИЙ НАУЧНЫЙ ЦЕНТР РОССИЙСКОЙ АКАДЕМИИ НАУК" (КБНЦ РАН) | Steam-water rocket engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2003101050A (en) | 2004-08-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8100191B2 (en) | Vapour explosion chamber | |
US6668542B2 (en) | Pulse detonation bypass engine propulsion pod | |
RU2674832C2 (en) | Engine | |
EP3450721B1 (en) | System and method for generating electric energy | |
EP2880272B1 (en) | System and method for generating electric energy | |
CN102971519B (en) | Rocket engine and the method to rocket engine generation active thrust | |
RU2273757C2 (en) | Steam-water driven rocket engine | |
US3382679A (en) | Jet engine with vaporized liquid feedback | |
Gao et al. | A review of the vaporizing liquid microthruster technology | |
JPH0886245A (en) | Scram jet test missile adapted so as to be discharged from gun | |
US1305340A (en) | Method and means fob propelling graft navigating fluid mediums | |
CN108343765A (en) | A kind of explosive valve and its application and the method for promoting energy conversion efficiency | |
RU2415373C1 (en) | Control method of flow of unpiloted aircraft | |
CN100394011C (en) | Steam booster device and method for jet engine | |
RU2690236C1 (en) | Supersonic rotary rocket | |
RU2313683C1 (en) | Jet engine | |
ES2800279T3 (en) | Cavitation motor | |
RU2647919C1 (en) | Ramjet engine | |
RU2764948C1 (en) | Steam-water rocket engine | |
WO2007091275A1 (en) | Jet propulsion engine comprising water injection system | |
US10570856B2 (en) | Device for modulating a gas ejection section | |
CN105822454B (en) | A kind of powered actuation mechanism | |
RU2671452C2 (en) | Hypersonic aircraft | |
RU2482312C2 (en) | Valveless pulse air breather | |
RU2562822C2 (en) | Aircraft gas turbine engine and method of its speedup |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20050715 |
|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20050929 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20060115 |