RU2385274C1 - Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine - Google Patents
Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2385274C1 RU2385274C1 RU2008150883/11A RU2008150883A RU2385274C1 RU 2385274 C1 RU2385274 C1 RU 2385274C1 RU 2008150883/11 A RU2008150883/11 A RU 2008150883/11A RU 2008150883 A RU2008150883 A RU 2008150883A RU 2385274 C1 RU2385274 C1 RU 2385274C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- pump
- stage
- combustion chamber
- oxidizer
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам-носителям и жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на трех компонентах топлива, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.The invention relates to rocket technology, specifically to rocket launchers and liquid propellant rocket engines LRE, operating on three components of the fuel, mainly on a cryogenic oxidizer, hydrocarbon fuel and liquid hydrogen.
Известна многоступенчатая ракета-носитель по патенту РФ №2306242, которая содержит пакет из двух ступеней: центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, выполненных с возможностью отстыковки. Возможна установка третьей, четвертой и последующих ступеней ракеты. В ракетных блоках всех ступеней установлены баки окислителя и первого горючего, а в нижней части установлены двухкомпонентные ракетные двигатели. Второе горючее на ракете не применяется.Known multi-stage launch vehicle according to the patent of the Russian Federation No. 2306242, which contains a package of two stages: the Central block of the second stage and four side blocks of the first stage, made with the possibility of undocking. Possible installation of the third, fourth and subsequent stages of the rocket. In the rocket blocks of all stages, oxidizer and first fuel tanks are installed, and two-component rocket engines are installed in the lower part. The second fuel on the rocket is not used.
Известна многоступенчатая ракета-носитель и способ ее запуска по патенту РФ №2331550, прототип многоступенчатой ракеты-носителя и способа ее запуска. Ее конструкция аналогична ракете-носителю по патенту РФ №2306242. При запуске осуществляют запуск одновременно ракетных двигателей первой и второй ракетных ступеней, а после выработки топлива блоки первой ступени отбрасываются, а двигатель второй ступени продолжает работу. Второе горючее на этой ракете-носителе также не применяется. В качестве первого горючего используется керосин, обладающий низкими энергетическими свойствами по сравнению с водородом.Known multi-stage launch vehicle and the method of its launch according to the patent of the Russian Federation No. 2331550, a prototype of a multi-stage launch vehicle and the method of its launch. Its design is similar to the launch vehicle according to the patent of the Russian Federation No. 2306242. When starting, both the first and second rocket stages are launched simultaneously, and after the fuel is exhausted, the first stage blocks are discarded, and the second stage engine continues to operate. The second fuel on this launch vehicle is also not used. Kerosene, which has low energy properties compared to hydrogen, is used as the first fuel.
Недостатками этой ракеты являются ограниченная тяговооруженность, а следовательно, плохие технические характеристики: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени, малая полезная нагрузка, невозможность использования ракеты для межпланетных перелетов.The disadvantages of this rocket are limited thrust-to-weight ratio and, therefore, poor technical characteristics: speed at the final stage of the second-stage engines, low payload, inability to use the rocket for interplanetary flights.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения и турбонасосный агрегат - ТНА. Турбонасосный агрегат содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use as part of space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of spacecraft, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path and a turbopump assembly - TNA. The turbopump assembly contains pumps for supplying components - fuel and oxidizer with a turbine on one shaft into which a capacitor is inserted.
Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The disadvantage of engine TNA is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания.A known method of operation of the liquid propellant rocket engine and a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, and then discharge it into the nozzle head of the combustion chamber.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC7 F02K 9/48, publ. 09/27/2002 This LPRE includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.
Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Этот двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего, и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов, и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород не являются самовоспламеняющимися.Known three-component rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2065985. This engine contains a combustion chamber, three TNA turbopump units intended for pumping an oxidizing agent, a first fuel and a second fuel, and a three-component gas generator. In this case, the engine can operate on one fuel or at the same time on two fuel. However, the engine has drawbacks: design complexity and a large number of valves, and the presence of three turbopump units reduces the reliability of the engine, because failure of any unit will lead to an accident. With such an engine design, it is technically difficult to realize a multiple start because the most likely presumed components of rocket fuel: liquid oxygen, hydrocarbon fuel (kerosene) and liquid hydrogen are not self-igniting.
Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип ракетного двигателя (Приложение 1), который содержит одну камеру сгорания и от трех до шести турбонасосных агрегатов: для подачи окислителя, первого горючего и второго горючего. Охлаждение камеры сгорания выполняется вторым горючим (водородом), т.е. работа двигателя только на первом и только на втором горючем не предусмотрена. Это является одним из недостатков схемы. Кроме того, наличие 3…6 турбонасосных агрегатов, большого количества клапанов значительно снижает надежность двигателя. Для привода всех турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) используют водород, подогретый в рубашке охлаждения камеры сгорания. Подогретый водород обладает большим энергетическим потенциалом и энергии водорода вполне достаточно для привода всех ТНА, но стоимость водорода на два-три порядка выше стоимости углеводородного горючего. Применение дорогостоящего водорода оправдано для второй и последующих ступеней ракеты-носителя, т.к. при сгорании водорода в камерах сгорания ЖРД они могут создать значительно большую силу тяги и обеспечить лучшие характеристики двигателей, по сравнению с работающими на углеводородном топливе. В целом одновременно сжигание первого и второго (более дорогостоящего, например, водорода) горючего с момента запуска многоступенчатой ракеты-носителя до вывода полезной нагрузки на орбиту приведет к удорожанию программы запуска ракет-носителей и не оправдано с экономической точки зрения.Known three-component liquid rocket engine according to US patent No. 4771600, a prototype rocket engine (Appendix 1), which contains one combustion chamber and from three to six turbopump units: for supplying an oxidizing agent, a first fuel and a second fuel. The combustion chamber is cooled by a second fuel (hydrogen), i.e. engine operation only on the first and only on the second fuel is not provided. This is one of the drawbacks of the circuit. In addition, the presence of 3 ... 6 turbopump units, a large number of valves significantly reduces engine reliability. To drive all the turbines of the turbopump units (TNA), hydrogen is used, heated in the cooling jacket of the combustion chamber. Heated hydrogen has a large energy potential and hydrogen energy is enough to drive all THA, but the cost of hydrogen is two to three orders of magnitude higher than the cost of hydrocarbon fuel. The use of expensive hydrogen is justified for the second and subsequent stages of the launch vehicle, because during the combustion of hydrogen in the combustion chambers of the liquid propellant rocket engines, they can create significantly greater thrust and provide better engine performance compared to those using hydrocarbon fuels. In general, simultaneously burning the first and second (more expensive, for example, hydrogen) fuel from the moment a multi-stage launch rocket is launched until the payload is put into orbit will lead to a more expensive launch program for launch vehicles and is not justified from an economic point of view.
Задачи создания блока изобретений является улучшение технических характеристик ракеты-носителя, улучшение энергетических характеристик ракетных двигателей второй (и последующих) ступени (ей) ракеты-носителя, повышение надежности системы топливоподачи, в том числе турбонасосного агрегата за счет упрощения системы топливоподачи и уменьшения времени его захолаживания.The tasks of creating the block of inventions are to improve the technical characteristics of the launch vehicle, improve the energy characteristics of the rocket engines of the second (and subsequent) stage (s) of the launch vehicle, increase the reliability of the fuel supply system, including the turbopump unit, by simplifying the fuel supply system and reducing the cooling time .
Заявленный технический результат достигнут в многоступенчатой ракете-носителе, содержащей соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступеней ракеты-носителя с баками окислителя и горючего, и оборудованные, по меньшей мере одним двигателем первой и одним двигателем второй ступеней, отличающейся тем, что в блоке второй ступени установлен бак второго горючего, двигатели второй ступени выполнены содержащими камеру сгорания и турбонасосный агрегат, установленный параллельно оси камеры сгорания или под углом к ней, в состав турбонасосного агрегата входят турбина, трехкомпонентный газогенератор, насос окислителя, насос второго горючего, дополнительный насос второго горючего, насос первого горючего и дополнительный насос первого горючего, причем насос второго горючего установлен непосредственно под насосом окислителя, а выход из трехкомпонентного газогенератора соединен через газовод с камерой сгорания. Часть двигателей или все двигатели имеют сильфон, установленный между камерой сгорания и газоводом, и, по меньшей мере, один привод, соединенный с одной стороны с камерой сгорания, а с другой с силовой рамой.The claimed technical result is achieved in a multi-stage launch vehicle containing parallel-connected rocket blocks of the first and second stages of the launch vehicle with oxidizer and fuel tanks, and equipped with at least one engine of the first and one engine of the second stage, characterized in that a second fuel tank is installed in the second stage unit, second-stage engines are made comprising a combustion chamber and a turbopump assembly mounted parallel to or at an angle to the axis of the combustion chamber, in The composition of the turbopump assembly includes a turbine, a three-component gas generator, an oxidizer pump, a second fuel pump, an additional second fuel pump, a first fuel pump and an additional first fuel pump, the second fuel pump being installed directly below the oxidizer pump, and the outlet from the three-component gas generator is connected through the gas duct to the chamber combustion. Some engines or all engines have a bellows installed between the combustion chamber and the gas duct, and at least one drive connected to the combustion chamber on one side and to the power frame on the other.
Заявленный технический результат достигнут в способе запуска многоступенчатой ракеты-носителя, включающем запуск двигателей первой и второй ступеней, работающих на окислителе и первом горючем, выключение двигателей первой ступени и сброс блоков первой ступени, отличающемся тем, что после сброса ракетных блоков первой ступени каждый двигатель второй ступени переводят на питание вторым горючим. Перед подачей второго горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания, охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры, установленному перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.The claimed technical result is achieved in a method of launching a multi-stage launch vehicle, including starting the first and second stage engines operating on the oxidizer and the first fuel, turning off the first stage engines and resetting the first stage blocks, characterized in that after the reset of the first stage rocket blocks each engine is second the steps are powered by a second fuel. Before the second fuel is supplied, the fuel pipelines and the regenerative cooling system of each nozzle are purged with inert gas to remove residues of the first fuel. Before the second fuel is fed into the gas generator and the combustion chamber, the second fuel pump and the additional second fuel pump are cooled by dumping the second fuel through the drain valve until the liquid phase is obtained in the drain pipe, which is controlled by the temperature sensor installed in front of the drain valve. After the engine is turned off, the regenerative cooling system of each nozzle is purged with inert gas to remove residual second fuel.
Заявленный технический результат достигнут в трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, отличающемся тем, что турбонасосный агрегат содержит два насоса горючего и два дополнительных насоса горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены непосредственно под насосом окислителя и соединены через пускоотсечные клапаны с газогенератором. Двигатель имеет блок управления, а все клапаны соединены электрической связью с блоком управления. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления.The claimed technical result is achieved in a three-component liquid rocket engine containing at least one combustion chamber with a jet nozzle having a regenerative cooling system, a gas generator, a turbopump unit containing a turbine, a gas generator, an oxidizer pump and fuel pumps, characterized in that the turbopump unit contains two pumps fuel and two additional fuel pumps, which are designed for sequential operation in the first and second fuel, without changing the oxidizing agent, at m second fuel pump and an additional second fuel pump installed directly under an oxidant pump and are connected via valves with puskootsechnye gasifier. The engine has a control unit, and all valves are electrically connected to the control unit. A drain pipe comprising a drain valve is connected between an additional second fuel pump and a second fuel shutoff valve. A temperature sensor is installed in front of the drain valve and is connected by electrical connection to the control unit.
Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта: повышение надежности ТНА за счет уменьшения времени его охлаждения вторым горючим и уменьшения осевых сил, действующих на вал ТНА.Patent studies have shown that the proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability. The novelty is confirmed by patent research, the inventive step is the achievement of a new effect: increasing the reliability of the TNA by reducing the time it is cooled by the second fuel and reducing the axial forces acting on the shaft of the TNA.
Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.Industrial applicability is due to the fact that all the elements included in the TNA layout are known from the prior art and are widely used in engine building.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 4, where:
- на фиг.1 приведена схема ракеты-носителя,- figure 1 shows a diagram of a launch vehicle,
- на фиг.2 приведена схема трехкомпонентного ракетного двигателя,- figure 2 shows a diagram of a three-component rocket engine,
- на фиг.3 приведена головка камеры сгорания,- figure 3 shows the head of the combustion chamber,
- на фиг.4 приведена схема охлаждения камеры сгорания.- figure 4 shows the cooling circuit of the combustion chamber.
Ракета-носитель (фиг.1) содержит, по меньшей мере, один ракетный блок первой ступени 1 с двигателями первой ступени 2, имеющими камеру сгорания 3 и двухкомпонентный ТНА 4 и ракетный блок второй ступени 5 с двигателями второй ступени 6, имеющими камеру сгорания 7 и трехкомпонентный ТНА 8. Все двигатели установлены на рамах 9. На всех камерах сгорания 3 и 7 или только на камере сгорания 7 установлены приводы 10 для их качания, с целью управления вектором тяги. При этом трехкомпонентный ТНА 8 закреплен на раме 9 жестко, а камера сгорания 7 соединена с трехкомпонентным ТНА 8 через сильфон 11. Ракетные блоки первой и второй ступеней 1 и 5 соединены узлами силовой связи 12.The launch vehicle (Fig. 1) contains at least one rocket block of the first stage 1 with engines of the first stage 2 having a combustion chamber 3 and a two-component TNA 4 and a rocket block of the second stage 5 with engines of the second stage 6 having a
На всех ракетных ступенях установлены баки окислителя 13 и баки горючего 14, кроме того, на второй ракетной ступени 5 установлен бак второго горючего 15. Баки окислителя трубопроводом окислителя 16, содержащим главный клапан окислителя 17, соединены с двигателями 2 и 6. Каждый бак первого горючего 14 трубопроводом горючего 18, содержащим главный клапан первого горючего 19, соединен с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6. Бак второго горючего 15 трубопроводом второго горючего 20, содержащим главный клапан второго горючего 21, соединен с двигателем второй ступени 6. На ракете установлен блок управления 22, соединенный электрическими связями 23 с двигателями первой и второй ступеней, соответственно 2 и 6 и с узлами силовой связи 12. Далее подробно опишем конструкцию трехкомпонентного ракетного двигателя 6 второй ступени 5.The oxidizer tanks 13 and the fuel tanks 14 are installed on all missile stages, in addition, the second fuel tank 15 is installed on the second missile stage 5. The oxidizer tanks are connected to the engines 2 and 6 by the oxidizer pipe 16 containing the main valve of the oxidizer 17. Each tank of the first fuel 14 by a fuel pipe 18 containing a main valve of the first fuel 19, connected to the engines of the first and second stages, respectively 2 and 6. The tank of the second fuel 15 by a second fuel pipe 20 containing the main valve of the second fuel 21, It is connected with the engine of the second stage 6. A
Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 (фиг.2…4) содержит не менее одной камеры сгорания 7, закрепленной на раме 9 с возможностью качания и имеющей для этого привод 10 и сильфон 11 (фиг.1). Для примера приведен двигатель с одной камерой сгорания 7 с соплом 24. Сопло 24 выполнено с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Б». Трехкомпонентный ракетный двигатель 6 имеет один общий для всех камер сгорания 7 турбонасосный агрегат (ТНА) 8, содержащий, в свою очередь, выхлопной коллектор 25, турбину 26, газогенератор 27, насос окислителя 28. Кроме того, ТНА содержит насос второго горючего 29, дополнительный насос второго горючего 30, насос первого горючего 31 и дополнительный насос первого горючего 32. Выход из турбины 26 через выхлопной коллектор 25 и газоводы 33 с сильфонами 11 соединен(ны) с головкой (головками) 35 камеры (камер) сгорания 7.Three-component rocket engine 6 (figure 2 ... 4) contains at least one
Конструкция головки 35 камеры сгорания 7 приведена на фиг.3. Головка 35 содержит выравнивающую решетку 36, среднюю плиту 37 и нижнюю плиту 38. Выше средней плиты 37 образована полость «В», между плитами 37 и 38 - полость «Г», ниже нижней плиты 38 - полость «Д» камеры сгорания 7. В головке 35 камеры сгорания 7 установлены форсунки окислителя 39, которые сообщают полости «В» и «Д», и форсунки горючего 40, соединяющие полости «Г» и «Д».The design of the
Выход из насоса окислителя 28 (фиг.2) трубопроводом окислителя 41, содержащим клапан окислителя 42, соединен с входом в газогенератор 27. Выход из насоса второго горючего 29 трубопроводом 43 соединен с входом дополнительного насоса второго горючего 30. Выход из насоса первого горючего 31 трубопроводом 44 соединен со входом в дополнительный насос первого горючего 32. Выход из насоса второго горючего 29 трубопроводом 45, содержащим клапан 46, соединен с главным коллектором горючего 47. Выход из насоса первого горючего 31 трубопроводом 48, содержащим клапан 49, соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 47. Выход из дополнительного насоса второго горючего 30 трубопроводом 50, содержащим клапан 51, соединен с входом в газогенератор 27. Выход из дополнительного насоса первого горючего 32 трубопроводом 52, содержащим клапан 53, соединен также с входом в газогенератор 27. Перед клапаном 51 подсоединен дренажный трубопровод 54 с дренажным клапаном 55, предназначенные для охлаждения насоса второго горючего 29 и дополнительного насоса второго горючего 30 перед запуском двигателя 6 на втором горючем.The outlet of the oxidizer pump 28 (FIG. 2) by the oxidizer pipe 41 containing the
Двигатель может быть оборудован датчиком температуры 56, который установлен между насосом второго горючего 30 и дренажным клапаном 55, и электрическими связями 23 соединен с блоком управления 22 и предназначен для автоматического контроля охлаждения насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего.The engine can be equipped with a
Схема охлаждения камеры сгорания 1 двигателя приведена на фиг.4. К основному коллектору горючего 47, который установлен в районе критического сечения сопла камеры сгорания 7, подведены трубопроводы 45 и 48. В верхней части камеры сгорания 7 выполнен верхний коллектор горючего 57, а в нижней части сопла 3 - нижний коллектор горючего 58, эти коллекторы соединены трубопроводами переброса горючего 59 (применено от 2-х до 4-х трубопроводов переброса горючего). К трубопроводу 45 (фиг.4) присоединен трубопровод перепуска 60 с клапаном перепуска 61 и дросселем 62. Для обеспечения качания камеры сгорания 7 при управлении вектором тяги двигателя 6 камера сгорания 7 может быть оборудована сильфоном 2, установленным над головкой 35 камеры сгорания 7. Аналогичные сильфоны установлены в трубопроводах первого и второго горючего (на фиг.1…4 не показано).The cooling circuit of the combustion chamber 1 of the engine is shown in Fig.4. The
Двигатель 6 оборудован баллоном со сжатым инертным газом 63, который трубопроводом 64, содержащим клапан 65, соединен с главным коллектором горючего 47.The engine 6 is equipped with a cylinder of compressed
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРДTECHNICAL CHARACTERISTIC OF LRE
Двигатель запускается в два этапа: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем. В качестве второго горючего предпочтительно использовать жидкий водород.The engine starts in two stages: first on the first fuel, and then on the second fuel. As the second fuel, it is preferable to use liquid hydrogen.
При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 22 подается команда на клапаны 17 и 19 (фиг.1), установленные перед насосами окислителя 27 (фиг.2) и перед первым насосом горючего 31 для их заполнения компонентами топлива. Потом открывают клапаны 46, 49, 51 и 53. Окислитель и первое горючее поступают на вход в насосы окислителя 7, насос первого горючего 8, а также первого дополнительного насоса горючего 9, потом окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 5, где воспламеняются. Газогенераторный газ и первое горючее подаются в камеру(ы) сгорания 7. Первое горючее охлаждает сопло 24 (сопла), проходя через зазор «Б», выходит в полость «В» головки 35 камеры сгорания 7.. Газогенераторный газ и первое горючее через форсунки 39 и 40 поступают в полость «Г» камеры (камер) сгорания 7, где воспламеняются (система воспламенения на фиг.1…4 не показана).When starting the liquid propellant rocket engine on the first fuel from the
После выработки первого горючего ракетные двигатели 2 первых ракетных ступеней выключаются и с блока управления 22 подается сигнал на узлы силовой связи 12, например пироболты, которые разъединяют связи между блоками первой ступени 1 и блоком второй ракетной ступени 5, расположенным осесимметрично в центре ракеты-носителя. Блоки первых ракетных ступеней 1 отбрасываются. Для переключения двигателя 6 ракетного блока второй ступени 5 на второе горючее с блока управления 22 подают сигнал на закрытие клапана 19, размещенного во второй ракетной ступени 5, при этом подача первого горючего в двигатель (двигатели) 6 прекращается. Открывают продувочный клапан 65 и инертным газом продувают остатки первого горючего в рубашке охлаждения камеры сгорания 7, потом дренажный клапан 55 (фиг.2) и охлаждают насос второго горючего 29 и дополнительный насос второго горючего 30. Этот процесс не займет много времени, т.к. насос второго горючего расположен непосредственно под насосом окислителя 28, работающим на криогенном окислителе (жидком кислороде), имеющем температуру около - 183°C. Так как второе криогенное горючее имеет температуру - 254°C, то при попадании на относительно «теплые» металлические детали турбонасосного агрегата 8 часть второго топлива испаряется, т.е. переходит в газообразную фазу. Насос второго горючего 28 не приспособлен для перекачки газообразных или двухфазных сред, поэтому газообразное второе горючее сбрасывается в атмосферу без утилизации. Потом закрывают дренажный клапан 55 и открывают клапаны 46 и 51, второе горючее поступает в газогенератор 27 и в камеру сгорания 7 вместо первого, где также воспламеняется, и двигатель начинает работать на втором более эффективном горючем, т.е. он будет иметь более высокие технические характеристики и лучшие удельные характеристики (удельную тягу, приведенную к единице расхода топлива), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое. Использование второго горючего с момента старта ракеты могло бы улучшить техническую характеристику ракеты-носителя на старте, но из-за высокой стоимости второго горючего необоснованно увеличит затраты на запуск ракеты-носителя. Часть второго горючего по трубопроводу перепуска 42 поступает непосредственно в полость «В» головки 14 камеры сгорания и не участвует в охлаждении сопла 3 и камеры сгорания. 1. Это необходимо по двум причинам:After the first fuel is developed, the rocket engines of the first 2 rocket stages are turned off and a signal is sent from the
1. Хладоресурс второго горючего (обычно жидкого водорода) очень большой, а для охлаждения сопла достаточно 10…20% от общего расхода второго горючего.1. The cold resource of the second fuel (usually liquid hydrogen) is very large, and 10 ... 20% of the total consumption of the second fuel is enough to cool the nozzle.
2. Если весь расход второго горючего пропустить через рубашку охлаждения камеры сгорания, то это приведет к большим гидравлическим потерям давления и необходимости проектировать насос второго горючего на давление 1500…2000 атм, что является чрезвычайно сложной технической задачей.2. If the entire flow rate of the second fuel is passed through the cooling jacket of the combustion chamber, this will lead to large hydraulic pressure losses and the need to design the second fuel pump at a pressure of 1500 ... 2000 atm, which is an extremely difficult technical task.
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв клапаны 17, 49 и 51. После выключения двигателя 6 открывают продувочный клапан 65 и осуществляют продувку двигателя инертным газом. Управление вектором тяги осуществляют приводами 10 путем качания камер сгорания 7 в одной или двух плоскостях. Сильфон(ы) 11 и аналогичные сильфоны на магистралях первого и второго горючего (на фиг.1…4 не показано) позволяют отклонять камеры сгорания 7, не разворачивая ТНА 8. Это уменьшит влияние гироскопических сил на подшипники ТНА 8 при маневрах ракеты-носителя, что повысит его надежность.When the engine is turned off, the flow of the oxidizing agent and the second fuel is stopped by closing the
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Повысить тяговооруженность ракеты-носителя на конечном этапе вывода полезной нагрузки на орбиту.1. To increase the thrust-to-weight ratio of the launch vehicle at the final stage of putting the payload into orbit.
2. Улучшить технические характеристики ракеты-носителя: скорость на конечном участке работы двигателей второй ступени.2. Improve the technical characteristics of the launch vehicle: speed at the final stage of the second stage engines.
3. Обеспечить управляемость ракеты-носителя за счет качания только камер сгорания, без качания ТНА и без применения рулевых двигателей или камер сгорания. Качание может осуществляться в одной плоскости для ракет-носителей с большим количеством однокамерных двигателей или с одним четырехкамерным двигателем, или в двух плоскостях для единственного однокамерного двигателя.3. To ensure controllability of the launch vehicle by swinging only the combustion chambers, without swinging the TNA and without the use of steering engines or combustion chambers. Swing can be carried out in the same plane for launch vehicles with a large number of single-chamber engines or with one four-chamber engine, or in two planes for a single single-chamber engine.
4. Увеличить полезную нагрузку.4. Increase payload.
5. Использовать ракету-носитель для межпланетных перелетов.5. Use a launch vehicle for interplanetary flights.
6. Улучшить удельные энергетические характеристики ЖРД (приведенные к единице тяги или к единице веса двигателя) при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя.6. To improve the specific energy characteristics of the liquid propellant rocket engine (reduced to a unit of thrust or to a unit of engine weight) during its operation at the final stage of the launch program launch.
7. Ускорить охлаждение насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего.7. Accelerate the cooling of the second fuel pump and the additional second fuel pump.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008150883/11A RU2385274C1 (en) | 2008-12-22 | 2008-12-22 | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008150883/11A RU2385274C1 (en) | 2008-12-22 | 2008-12-22 | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2385274C1 true RU2385274C1 (en) | 2010-03-27 |
Family
ID=42138372
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008150883/11A RU2385274C1 (en) | 2008-12-22 | 2008-12-22 | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2385274C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2443894C1 (en) * | 2010-11-30 | 2012-02-27 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid rocket engine and method of its operation |
| RU2477809C1 (en) * | 2011-10-12 | 2013-03-20 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant engine |
| RU2478813C2 (en) * | 2011-03-31 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Cooldown method of cryogenic line of liquid propellant engine at multiple engine actuations |
| RU2481488C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-05-10 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant engine |
| RU2484287C1 (en) * | 2011-10-03 | 2013-06-10 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant engine |
-
2008
- 2008-12-22 RU RU2008150883/11A patent/RU2385274C1/en active
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2443894C1 (en) * | 2010-11-30 | 2012-02-27 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid rocket engine and method of its operation |
| RU2478813C2 (en) * | 2011-03-31 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Cooldown method of cryogenic line of liquid propellant engine at multiple engine actuations |
| RU2484287C1 (en) * | 2011-10-03 | 2013-06-10 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant engine |
| RU2477809C1 (en) * | 2011-10-12 | 2013-03-20 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant engine |
| RU2481488C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-05-10 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid-propellant engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2158839C2 (en) | Liquid-propellant rocket reheat engine | |
| US7900436B2 (en) | Gas-generator augmented expander cycle rocket engine | |
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| US8572948B1 (en) | Rocket engine propulsion system | |
| US5572864A (en) | Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine | |
| RU2385274C1 (en) | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine | |
| US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
| US20150354452A1 (en) | Starter device for rocket motor turbopump | |
| JP2007192221A (en) | Acoustic cavity manifold for rocket engine, rocket engine, and method for improving efficiency of specific impulse of rocket engine | |
| RU2386844C1 (en) | Three-component liquid-propellant rocket engine and method of its operation | |
| RU2382223C1 (en) | Three-component liquid propellant rocket engine and method of its operation | |
| US5873241A (en) | Rocket engine auxiliary power system | |
| RU2095607C1 (en) | Cryogenic propellant rocket engine | |
| RU2390476C1 (en) | Multi-stage | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
| RU2412370C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension | |
| RU2455514C1 (en) | Multistage booster-rocket, liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| US20160237951A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2459971C1 (en) | Carrier rocket, liquid-propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2476709C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2441170C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles | |
| RU2301352C1 (en) | Liquid propellant rocket engine (versions) | |
| RU2397116C1 (en) | Multistage carrier rocket, method of its launching, four-component rocket engine and four component gas generator | |
| RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine |