RU2014113685A - Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива - Google Patents
Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2014113685A RU2014113685A RU2014113685/06A RU2014113685A RU2014113685A RU 2014113685 A RU2014113685 A RU 2014113685A RU 2014113685/06 A RU2014113685/06 A RU 2014113685/06A RU 2014113685 A RU2014113685 A RU 2014113685A RU 2014113685 A RU2014113685 A RU 2014113685A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbopump
- working chamber
- fuel
- heat exchanger
- engine
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract 28
- 238000009434 installation Methods 0.000 title claims abstract 7
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims 5
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 claims abstract 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims 1
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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
-
- 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
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
-
- 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
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
- F02K9/88—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using auxiliary rocket nozzles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
1. Реактивная двигательная установка (1), содержащая по меньшей мереосновной двигатель (4) с рабочей камерой (5);первый топливный контур (6) с первым турбонасосом (8), содержащим по меньшей мере турбину (8а), соединенную с насосом (8b), для подачи первого компонента топлива в рабочую камеру (5) основного двигателя (4);второй топливный контур (7) со вторым турбонасосом (9), также содержащим по меньшей мере турбину (9а), соединенную с насосом (9b), для подачи второго компонента топлива в рабочую камеру (5) основного двигателя (4);причем указанная рабочая камера (5) основного двигателя (4) представляет собой регенеративную рабочую камеру, содержащую первый теплообменник (10) и второй теплообменник (11); иотличающаяся тем, что указанный первый топливный контур (6) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый теплообменник (10) и турбину (8а) первого турбонасоса (8), а указанный второй топливный контур (7) содержит отвод (14), расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй теплообменник (11) и турбину (9а) второго турбонасоса (9), и тем, что дополнительно содержит по меньшей мере один вторичный двигатель (15), соединенный с указанными отводами (13,14) ниже по потоку от турбин (8а,9а) первого и второго турбонасосов (8,9).2. Установка (1) по п. 1, отличающаяся тем, что содержит клапаны (16), установленные между указанными турбинами (8а,9а) и указанным по меньшей мере одним вторичным двигателем (15).3. Установка (1) по п. 1, отличающаяся тем, что содержит несколько вторичных двигателей (15), подсоединенных ниже по потоку от турбин (8а,9а) первого и второго турбонасосов (8,9).4. Устан�
Claims (10)
1. Реактивная двигательная установка (1), содержащая по меньшей мере
основной двигатель (4) с рабочей камерой (5);
первый топливный контур (6) с первым турбонасосом (8), содержащим по меньшей мере турбину (8а), соединенную с насосом (8b), для подачи первого компонента топлива в рабочую камеру (5) основного двигателя (4);
второй топливный контур (7) со вторым турбонасосом (9), также содержащим по меньшей мере турбину (9а), соединенную с насосом (9b), для подачи второго компонента топлива в рабочую камеру (5) основного двигателя (4);
причем указанная рабочая камера (5) основного двигателя (4) представляет собой регенеративную рабочую камеру, содержащую первый теплообменник (10) и второй теплообменник (11); и
отличающаяся тем, что указанный первый топливный контур (6) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый теплообменник (10) и турбину (8а) первого турбонасоса (8), а указанный второй топливный контур (7) содержит отвод (14), расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй теплообменник (11) и турбину (9а) второго турбонасоса (9), и тем, что дополнительно содержит по меньшей мере один вторичный двигатель (15), соединенный с указанными отводами (13,14) ниже по потоку от турбин (8а,9а) первого и второго турбонасосов (8,9).
2. Установка (1) по п. 1, отличающаяся тем, что содержит клапаны (16), установленные между указанными турбинами (8а,9а) и указанным по меньшей мере одним вторичным двигателем (15).
3. Установка (1) по п. 1, отличающаяся тем, что содержит несколько вторичных двигателей (15), подсоединенных ниже по потоку от турбин (8а,9а) первого и второго турбонасосов (8,9).
4. Установка (1) по п. 1, отличающаяся тем, что указанный первый теплообменник (10) и/или указанный второй теплообменник (11) встроены во внешнюю стенку (12) указанной рабочей камеры (5).
5. Установка (1) по п. 4, отличающаяся тем, что первый и/или второй теплообменники (10,11), встроенные во внешнюю стенку (12) рабочей камеры (5), содержат по меньшей мере один канал циркуляции компонента топлива, смежный с внешней стороной указанной стенки (12).
6. Ракета-носитель, содержащая по меньшей мере одну реактивную двигательную установку (1) по любому из предшествующих пунктов.
7. Способ подачи компонентов топлива в реактивную двигательную установку (1), в котором:
основной поток первого компонента топлива подают в рабочую камеру (5) основного двигателя (4) через первый топливный контур (6), где подачу первого компонента топлива обеспечивает насос (8b) первого турбонасоса (8); и
основной поток второго компонента топлива подают в рабочую камеру (5) основного двигателя (4) через второй топливный контур (7), где подачу второго компонента топлива обеспечивает насос (9b) второго турбонасоса (8);
отличающийся тем, что:
вторичный поток первого компонента топлива отводят от основного потока первого компонента топлива ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8), нагревают в первом теплообменнике (10) за счет рабочей камеры (5) основного двигателя (4) и расширяют в турбине (8а), приводя в действие первый турбонасос (8);
вторичный поток второго компонента топлива отводят от основного потока второго компонента топлива ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9), нагревают во втором теплообменнике (11) за счет рабочей камеры (5) основного двигателя (4) и расширяют в турбине (9а), приводя в действие второй турбонасос (9); и
указанные вторичные потоки первого и второго компонентов топлива подают после их расширения в турбинах (8а,9а) первого и второго турбонасосов (8,9) в по меньшей мере один вторичный двигатель (15).
8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что тягу указанного по меньшей мере одного вторичного двигателя (15) используют для управления ориентацией.
9. Способ по п. 7, отличающийся тем, что потоки компонентов топлива, подаваемые в каждый из вторичных двигателей (15), регулируют клапанами (16), расположенными между указанными турбинами (8а,9а) и указанным по меньшей мере одним вторичным двигателем (15).
10. Способ по любому из пп. 7-9, отличающийся тем, что указанные первый и/или второй компоненты топлива являются жидкими выше по потоку от первого и/или второго теплообменника (10,11) и газообразными ниже по потоку от них.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1159177A FR2981127B1 (fr) | 2011-10-11 | 2011-10-11 | Dispositif de propulsion a reaction et procede d'alimentation |
| FR1159177 | 2011-10-11 | ||
| PCT/FR2012/052278 WO2013054027A1 (fr) | 2011-10-11 | 2012-10-08 | Dispositif de propulsion à réaction et procédé d'alimentation en ergols |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014113685A true RU2014113685A (ru) | 2015-11-20 |
| RU2603303C2 RU2603303C2 (ru) | 2016-11-27 |
Family
ID=47143149
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014113685/06A RU2603303C2 (ru) | 2011-10-11 | 2012-10-08 | Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9771897B2 (ru) |
| EP (1) | EP2766591B1 (ru) |
| FR (1) | FR2981127B1 (ru) |
| RU (1) | RU2603303C2 (ru) |
| WO (1) | WO2013054027A1 (ru) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3057055B1 (fr) * | 2016-09-30 | 2019-07-26 | Airbus Safran Launchers Sas | Dispositif et procede de mise en froid |
| RU2742516C1 (ru) * | 2019-08-08 | 2021-02-08 | Александр Вячеславович Дыбой | Двигательная установка с ракетным двигателем |
| US10989443B1 (en) | 2020-01-16 | 2021-04-27 | Trans Astronautica Corporation | Systems and methods for obtaining energy in shadowed regions |
| US11391246B2 (en) * | 2020-04-27 | 2022-07-19 | Trans Astronautica Corporation | Omnivorous solar thermal thruster, cooling systems, and thermal energy transfer in rockets |
| US11608196B2 (en) | 2020-07-22 | 2023-03-21 | Trans Astronautica Corporation | Directing light for thermal and power applications in space |
| US12297792B2 (en) | 2020-07-22 | 2025-05-13 | Trans Astronautica Corporation | Hybrid solar thermal and chemical vehicle configurations for space mining applications |
| RU2765219C1 (ru) * | 2020-11-10 | 2022-01-26 | Акционерное общество "КБхиммаш им. А.М. Исаева" | Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания в камере |
| KR102469946B1 (ko) * | 2020-12-31 | 2022-11-23 | 한국항공우주연구원 | 연소기 헤드-터보펌프 일체형 로켓엔진 |
| US11598581B2 (en) | 2021-02-12 | 2023-03-07 | Trans Astronautica Corporation | Fabrication of ceramics from celestial materials using microwave sintering and mechanical compression |
| WO2023034883A1 (en) | 2021-09-03 | 2023-03-09 | Trans Astronautica Corporation | Systems and methods for manufacturing in space environments |
| CN116044610B (zh) * | 2022-12-29 | 2024-04-09 | 北京航天动力研究所 | 一种双膨胀循环液体火箭发动机系统 |
| US11976613B1 (en) * | 2023-08-28 | 2024-05-07 | Pivotal Space, Inc. | Dual mode rocket engine with bipropellant injection in the nozzle |
| US12180914B1 (en) | 2023-08-28 | 2024-12-31 | Pivotal Space, Inc. | Boost injection turbine exhaust cycle (BITEC) |
| US11976614B1 (en) * | 2023-08-28 | 2024-05-07 | Pivotal Space, Inc. | Afterburning turbine exhaust cycle (ABTEC) |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3102388A (en) * | 1959-06-30 | 1963-09-03 | United Aircraft Corp | Pressure fed propellant system for storable liquid rocket |
| DE1626101B1 (de) * | 1967-02-11 | 1971-02-11 | Motoren Turbinen Union | Treibstoffversorgungssystem für ein Raketentriebwerk |
| DE1626055B1 (de) * | 1967-04-05 | 1970-07-30 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Aus mehreren Flüssigkeitsraketen bestehendes Antriebsaggregat |
| DE1950407B2 (de) * | 1969-10-07 | 1972-03-30 | Maschinenfabnk Augsburg Nürnberg AG, 8000 München | Treibstoffversorgungssystem fuer ein raketentriebwerk |
| DE2144819C3 (de) * | 1971-09-08 | 1978-06-22 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Steuereinrichtung für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart |
| DE3228162A1 (de) * | 1982-07-28 | 1984-02-09 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Fluessigkeitsraketentriebwerk in nebenstrombauart fuer den betrieb im luftleeren raum |
| US4771599A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine with injector |
| RU2040703C1 (ru) * | 1992-03-02 | 1995-07-25 | Конструкторское бюро химического машиностроения | Жидкостная ракетная двигательная установка |
| US5444973A (en) * | 1993-12-13 | 1995-08-29 | United Technologies Corporation | Pressure-fed rocket booster system |
| RU2148181C1 (ru) * | 1998-10-12 | 2000-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" | Жидкостная ракетная двигательная установка |
| RU2155273C1 (ru) * | 1999-08-18 | 2000-08-27 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель (жрд) на криогенном топливе с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата (варианты) |
| JP4672747B2 (ja) * | 2008-03-18 | 2011-04-20 | 三菱重工業株式会社 | ロケットノズル及びロケットエンジン燃焼ガス流れの制御方法 |
| US9151246B2 (en) * | 2011-02-04 | 2015-10-06 | Aerojet Rocketdyne Of De, Inc. | Thrust chamber and rocket engine system |
| FR2976626B1 (fr) * | 2011-06-17 | 2013-07-05 | Snecma | Ensemble propulsif cryogenique |
-
2011
- 2011-10-11 FR FR1159177A patent/FR2981127B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2012
- 2012-10-08 US US14/350,980 patent/US9771897B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2012-10-08 EP EP12781368.1A patent/EP2766591B1/fr active Active
- 2012-10-08 WO PCT/FR2012/052278 patent/WO2013054027A1/fr not_active Ceased
- 2012-10-08 RU RU2014113685/06A patent/RU2603303C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2766591A1 (fr) | 2014-08-20 |
| WO2013054027A1 (fr) | 2013-04-18 |
| EP2766591B1 (fr) | 2015-09-16 |
| RU2603303C2 (ru) | 2016-11-27 |
| FR2981127A1 (fr) | 2013-04-12 |
| US20140260181A1 (en) | 2014-09-18 |
| US9771897B2 (en) | 2017-09-26 |
| FR2981127B1 (fr) | 2013-11-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2014113685A (ru) | Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива | |
| AU2017261468B2 (en) | System and method for oxidant compression in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system | |
| KR102297668B1 (ko) | 부분 복열 유동 경로를 갖는 동력 발생 시스템 및 방법 | |
| RU2642938C2 (ru) | Ракетный двигатель в сборе | |
| CN107548433B (zh) | 用于具有排气再循环的燃气涡轮发动机中高体积氧化剂流的系统和方法 | |
| CN103154439B (zh) | 汽轮机 | |
| RU2667529C2 (ru) | Устройство для наддува топливных баков ракетного двигателя | |
| RU2016111698A (ru) | Двигатель | |
| EP2522829A2 (en) | A steam injected gas turbine engine | |
| US10830105B2 (en) | System and method for improving output and heat rate for a liquid natural gas combined cycle power plant | |
| JP2013139784A (ja) | ガスタービンエンジンを運転する方法および装置 | |
| CN104948302B (zh) | 以lng为燃料的航空发动机燃料供应系统及工作方式 | |
| CN109026444A (zh) | 组合式发动机 | |
| RU2376483C1 (ru) | Атомный газотурбинный двигатель с форсажем | |
| US20140060057A1 (en) | Method and apparatus for heating liquid fuel supplied to a gas turbine combustor | |
| RU2667845C1 (ru) | Система подачи криогенного топлива | |
| RU2545261C2 (ru) | Газотурбинная установка повышенной эффективности | |
| RU2626881C2 (ru) | Способ охлаждения | |
| JP2007120316A (ja) | 複合サイクルエンジンの再生冷却システム | |
| RU2605878C1 (ru) | Турбодетандерная система утилизации теплоты циркуляционной воды на конденсационных блоках паровых турбин тепловой электрической станции | |
| RU2423298C1 (ru) | Двигательная установка ракетного блока | |
| RU2286924C2 (ru) | Двигательная установка ракетного блока | |
| RU2392461C1 (ru) | Силовая установка атомного газотурбовоза | |
| Yamazaki et al. | Development of next generation gas turbine combined cycle system | |
| RU2604261C2 (ru) | Установка для получения высоконапорной перегретой воды |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191009 |