RU2386844C1 - Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы - Google Patents
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2386844C1 RU2386844C1 RU2008150225/06A RU2008150225A RU2386844C1 RU 2386844 C1 RU2386844 C1 RU 2386844C1 RU 2008150225/06 A RU2008150225/06 A RU 2008150225/06A RU 2008150225 A RU2008150225 A RU 2008150225A RU 2386844 C1 RU2386844 C1 RU 2386844C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- pump
- gas generator
- combustion chamber
- engine
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 239000003380 propellant Substances 0.000 title description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 173
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 64
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 49
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 42
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 31
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 25
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 claims abstract description 18
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 17
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims abstract description 17
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 17
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 claims abstract description 9
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 7
- 239000007791 liquid phase Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007792 gaseous phase Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 claims description 7
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 claims description 7
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 claims description 7
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 claims 2
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 claims 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010926 purge Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 3
- -1 for example Substances 0.000 description 2
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 2
- 239000011800 void material Substances 0.000 description 2
- CDBYLPFSWZWCQE-UHFFFAOYSA-L Sodium Carbonate Chemical compound [Na+].[Na+].[O-]C([O-])=O CDBYLPFSWZWCQE-UHFFFAOYSA-L 0.000 description 1
- 238000009835 boiling Methods 0.000 description 1
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, на углеводородном горючем и на жидком водороде. В трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, многокомпонентный газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, согласно изобретению газогенератор выполнен четырехкомпонентным, работающим на окислителе, первом горючем, втором горючем в жидкой фазе и втором горючем в газообразной фазе, при этом турбонасосный агрегат содержит насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы двигателя 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 главным коллектором горючего и газогенератором. Двигатель содержит блок управления, с которым соединены все клапаны. Перед пускоотсечным клапаном второго горючего подстыкован дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления. Способ работы трехкомпонентного ракетного двигателя включающий подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через реактивное сопло, при этом после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. 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, захолаживают 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. Изобретение обеспечивает повышение надежности, увеличение мощности жидкостного ракетного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многокамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и на двух видах горючего, например, на углеводородном горючем и жидком водороде. В качестве окислителя может использоваться жидкий кислород.
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, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.
Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
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. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 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.
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. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. 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.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.
Недостакок - двигатель предназначен для работы на двух компонентах.
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.
Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип, 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 горючего, например, водорода) 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.
Недостатки: плохие технические и удельные характеристики двигателя и ракеты, на которой двигатель установлен из-за низкого давления в камере сгорания.
Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов при минимальных затратах на запуск ракеты, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.
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, многокомпонентный газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, отличающийся тем, что газогенератор выполнен четырехкомпонентным, работающим на окислителе, первом горючем, втором горючем в жидкой фазе и втором горючем в газообразной фазе, при этом турбонасосный агрегат содержит насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы двигателя 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 главным коллектором горючего и газогенератором. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель отличается тем, что двигатель содержит блок управления, с которым соединены все клапаны. Перед пускоотсечным клапаном второго горючего подстыкован дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед" дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления.
Заявленный технический результат достигнут в способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через реактивное сопло, отличающемся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. 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 захолаживают 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.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:
- на фиг.1 приведена схема трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя,
- на фиг.2 приведен вид А головки камеры сгорания,
- на фиг, 3 приведена схема охлаждения камеры сгорания,
- на фиг.4 приведена схема четырехкомпонентного газогенератора.
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…4) содержит не менее одной камеры сгорания 1, имеющей сильфон 2. Для примера приведен двигатель с двумя камерами сгорания 1, имеющими сопла 3. Сопла 3 выполнены с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Г» между двойными стенками сопла 3. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель имеет один общий для всех камер сгорания 1 турбонасосный агрегат (ТНА) 4, содержащий в свою очередь, газогенератор 5, турбину 6 и насос окислителя 7. Кроме того, ТНА содержит насос второго горючего 8, установленный под газогенератором 5, дополнительный насос второго горючего 9, насос первого горючего 10. Все насосы, а именно 7, 8, 9 и 10, установлены соосно с турбиной 6. Выход из турбины 6 через выхлопной коллектор турбины 12 и газовод(ы) 13 соединен с головкой (головками) 14 камеры (камер) сгорания 1.
Выход из насоса окислителя 7 трубопроводом окислителя 15, содержащим клапан окислителя 16, соединен с входом в газогенератор 5 и камеры сгорания (камер сгорания) 1. Выход из насоса второго горючего 8 трубопроводом 17 соединен с дополнительным насосом второго горючего 9. Выход из насоса первого горючего 10 трубопроводом 18, содержащим клапан 19, соединен с входом в главный коллектор горючего 20. Выход из дополнительного насоса второго горючего 9 трубопроводом 21, содержащим пускоотсечной клапан второго горючего 22, соединен со входом четырехкомпонентного газогенератора 5, а выход из насоса первого горючего 10 трубопроводом 23, содержащим пускоотсечной клапан первого горючего 24, соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 20 и трубопроводом 25, содержащим пускоотсечной клапан 26, и регулятор 27 соединен с входом в газогенератор 5. Выход их рубашки охлаждения камеры сгорания 1 трубопроводом 29, содержащим пускоотсечной клапан 30 и регулятор 31, также соединен со входом в газогенератор 5. Перед пускоотсечным клапаном 24 подсоединен дренажный трубопровод 32 с дренажным клапаном 33 и датчиком температуры 34, предназначенными для захолаживания насоса второго горючего 8 и дополнительного насоса второго горючего 9 и автоматического контроля процесса захолаживания перед запуском двигателя на втором горючем. Если этого не сделать, то второе горючее нагреется в подводящих трубопроводах и придет на вход насоса в газообразной фазе, это сорвет работу насоса.
Двигатель оборудован баллоном со сжатым инертным газом 35, который трубопроводом 36, содержащим клапан продувки 37, и соединен с главным коллектором горючего 20.
Двигатель содержит блок управления 38, который электрическими связями 39 соединен с клапанами 16, 19, 24, 33 и датчиком температуры 34 (фиг.1 и 3).
Конструкция головки 14 камеры сгорания 1 приведена на фиг.2. Головка 14 содержит выравнивающую решетку 40, среднюю плиту 41 и нижнюю плиту 42. Выше средней плиты 15 образована полость Д, между плитами 41 и 42 - полость «Е», ниже нижней плиты 42 - полость «Ж» камеры сгорания 1. В головке камеры сгорания 1 установлены форсунки газогенераторного газа 43, которые сообщают полости «Д» и «Ж», и форсунки горючего 44, соединяющие полости «Е» и «Ж». На камере сгорания в ее верхней части выполнены два коллектора: первый и второй коллекторы горючего 45 и 46 соответственно, при этом полость коллектора 45 сообщается с полостью «Е», а полость коллектора 46 с полостью «Г». Полости «Г» и «Е» не сообщаются и разделены перегородкой, расположенной между коллекторами 45 и 46.
Конструкция четырехкомпонентного газогенератора 5 приведена на фиг.4. Четырехкомпонентный газогенератор 5 содержит корпус газогенератора 47, который выполнен тороидальной формы и установлен между турбиной 6 и насосом окислителя 7. При этом турбина 6 содержит рабочее колесо 48 и сопловой аппарат 49. Рабочее колесо 48 установлено на общем валу 50, на этом же валу установлена крыльчатка 31 насоса окислителя 7. Вал 50 установлен на подшипниках 52, которые защищены уплотнениями 53, защитным кожухом 54, имеющим цилиндрическую форму и установленным концентрично валу 50, и внутренней стенкой корпуса 55, имеющей также цилиндрическую форму. На нижнем торце 56 корпуса газогенератора выполнен коллектор 57, а внутри корпуса средняя и верхняя плиты, соответственно 58 и 59. Под средней плитой 58 образована полость «И», а между плитами 58 и 59 - полость «К». Четырехкомпонентный газогенератор 5 имеет внутреннюю полость «Л». В четырехкомпонентном газогенераторе установлено три группы форсунок: основные форсунки горючего 60, дополнительные форсунки второго горючего 61 и форсунки окислителя 62. К полости «И» подведен трубопровод 21, к полости «К» подведен трубопровод 25, а к коллектору 57 подсоединен трубопровод 29 для подвода подогретого первого или второго горючего.
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД
| Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс | 1000 |
| Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс | 1250 |
| Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс | 1450 |
| Давление в камере сгорания, кгс/см2 | 500 |
| Давление в газогенераторе, кгс/см2 | 650 |
| Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см | 720 |
| Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см2 | 750 |
| Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см | 770 |
| Давление на выходе из первого дополнительного насоса горючего, кгс/см2 | 1200 |
| Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см2 | 990 |
| Мощность ТНА, МВт | 300, |
| Частота вращения ротора ТНА, об/мин | 30000 |
| Компоненты ракетного топлива | |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Первое горючее | керосин |
| Второе горючее жидкий | водород |
Двигатель запускается в два этапа: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем. Окислитель (предпочтительно жидкий кислород) при переключении не меняется. В качестве первого горючего предпочтительно использовать углеводородное горючее (керосин), а в качестве второго горючего - жидкий водород.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 38 подается команда на ракетные клапаны окислителя и горючего, установленные под соответствующими баками окислителя и горючего (баки и ракетные клапаны на фиг.1…4 не показаны). После заливки насоса окислителя 7 и первого горючего 8 открывают клапаны 16 и 28 и пускоотсечной клапан 26, установленные соответственно, за насосом окислителя 7 и после насоса первого горючего 10. Окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 5 и в камеру сгорания (камеры сгорания) 1, где воспламеняются. Газогенераторный газ по газоводу 13 подается в камеру(ы) сгорания 1. Первое горючее 1 охлаждает сопло 3 (сопла), проходя через зазор «Г» (фиг.1), образующий рубашку охлаждения, и выходит в коллектор 46 (фиг.2). Газогенераторный газ и первое горючее соответственно через форсунки 43 и 44 поступают в полость «Ж» камеры (камер) сгорания 1.
Для переключения двигателя на второе горючее подают сигнал на закрытие клапана 28 и пускоотсечного клапана 26. Потом открывают продувочный клапан 37 и выполняют продувку трубопроводов горючего и рубашки охлаждения камеры сгорания 1 от остатков первого горючего, для предотвращения его догорания и замерзания при использовании в качестве второго горючего криогенных жидкостей, например водорода. Потом открывают дренажный клапан 33 и захолаживают насосы 8 и 9. Контроль захолаживания осуществляет автоматически датчик температуры 34. При достижении температуры кипения второго горючего в месте установки датчика температуры (-254°С) блок управления 38 автоматически закрывает дренажный клапан 33 и открывает клапаны 16, 19 и пускоотсечной клапан 22. Часть второго горючего поступает по трубопроводу 21 через клапан 22 в газогенератор 5, где воспламеняется и сгорает при оптимальном соотношении компонентов топлива. Большая часть второго горючего по трубопроводу 16 через клапан 19 поступает в рубашку охлаждения камеры сгорания 1 (зазор «Г») вместо первого горючего. Охладив «камеру сгорания 1 с соплом 3, второе горючее выходит в коллектор 46 и далее по трубопроводу 29 через клапан 30 и регулятор 31 поступает в четырехкомпонентный газогенератор 5, где сгорает с избытком горючего. Двигатель продолжает работать на втором горючем, но он будет иметь более высокие удельные характеристики (удельную тягу), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое.
При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв сначала клапаны 16, 19 и 22. Потом повторно включают продувку рубашки камеры сгорания инертным газом, открыв продувочный клапан 37. Это уменьшает время догорания остатков топлива, засорение каналов системы регенеративного охлаждения камеры сгорания. Управление величиной силы тяги двигателя осуществляется, соответственно, при работе на первом горючем регулятором 27, при работе на втором горючем - регулятором 31.
Применение изобретения позволило:
1. Улучшить абсолютные и удельные (приведенные к единице расхода топлива или к единице веса двигателя) энергетические характеристики ЖРД при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя, на которой он установлен, за счет использования четырехкомпонентного газогенератора, работающего на избытке горючего, что позволяет, в случае использования в качестве второго горючего водорода, получить большую мощность на турбине газогенератора, что, в свою очередь необходимо для создания большого давления за насосами и в камерах сгорания. При больших давлениях характеристики ЖРД значительно улучшаются.
2. Повысить надежность камеры сгорания и ТНА за счет:
- продувки камеры сгорания инертным газом при переключении на второе горючее и при выключении работы двигателя,
- ускорения захолаживания насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего и обеспечение автоматического контроля за процессом захолаживания за счет применением специальной компоновки насосов в составе ТНА и применения дренажного клапана и датчика температуры,
- за счет автоматического согласования работы клапанов применением блока управления.
Claims (9)
1. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий не менее одной камеры сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, многокомпонентный газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, отличающийся тем, что газогенератор выполнен четырехкомпонентным, работающим на окислителе, первом горючем, втором горючем в жидкой фазе и втором горючем в газообразной фазе, при этом турбонасосный агрегат содержит насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы двигателя 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 главным коллектором горючего и газогенератором.
2. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что двигатель содержит блок управления, с которым соединены все клапаны.
3. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что перед пускоотсечным клапаном второго горючего подстыкован дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан.
4. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что перед дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления.
5. Способ работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающий подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через реактивное сопло, отличающийся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее.
6. Способ работы трехкомпонентного ракетного двигателя по п.5, отличающийся тем, что в качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород.
7. Способ по п.5 или 6, отличающийся тем, что перед подачей второго горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания захолаживают 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.
9. Способ по п.5 или 6, отличающийся тем, что после выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008150225/06A RU2386844C1 (ru) | 2008-12-18 | 2008-12-18 | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008150225/06A RU2386844C1 (ru) | 2008-12-18 | 2008-12-18 | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2386844C1 true RU2386844C1 (ru) | 2010-04-20 |
Family
ID=46275252
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008150225/06A RU2386844C1 (ru) | 2008-12-18 | 2008-12-18 | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2386844C1 (ru) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2479739C1 (ru) * | 2012-03-15 | 2013-04-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2480607C1 (ru) * | 2012-03-15 | 2013-04-27 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2480606C1 (ru) * | 2012-03-15 | 2013-04-27 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2484282C1 (ru) * | 2012-03-15 | 2013-06-10 | Черниченко Владимир Викторович | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2610371C2 (ru) * | 2012-02-27 | 2017-02-09 | Дженерал Электрик Компани | Система продувки топлива и способ продувки топлива (варианты) |
| CN111058967A (zh) * | 2019-03-29 | 2020-04-24 | 张英华 | 一种高频爆燃航天发动机及控制方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4771600A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine |
| US4912925A (en) * | 1985-10-04 | 1990-04-03 | United Technologies Corporation | Rocket engine with redundant capabilities |
| RU2065985C1 (ru) * | 1994-08-03 | 1996-08-27 | КБ химавтоматики г.Воронеж | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель |
| US5918460A (en) * | 1997-05-05 | 1999-07-06 | United Technologies Corporation | Liquid oxygen gasifying system for rocket engines |
| RU2204046C2 (ru) * | 2000-02-15 | 2003-05-10 | Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова" | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием |
-
2008
- 2008-12-18 RU RU2008150225/06A patent/RU2386844C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4912925A (en) * | 1985-10-04 | 1990-04-03 | United Technologies Corporation | Rocket engine with redundant capabilities |
| US4771600A (en) * | 1986-10-20 | 1988-09-20 | United Technologies Corporation | Tripropellant rocket engine |
| RU2065985C1 (ru) * | 1994-08-03 | 1996-08-27 | КБ химавтоматики г.Воронеж | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель |
| US5918460A (en) * | 1997-05-05 | 1999-07-06 | United Technologies Corporation | Liquid oxygen gasifying system for rocket engines |
| RU2204046C2 (ru) * | 2000-02-15 | 2003-05-10 | Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова" | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2610371C2 (ru) * | 2012-02-27 | 2017-02-09 | Дженерал Электрик Компани | Система продувки топлива и способ продувки топлива (варианты) |
| RU2479739C1 (ru) * | 2012-03-15 | 2013-04-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2480607C1 (ru) * | 2012-03-15 | 2013-04-27 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2480606C1 (ru) * | 2012-03-15 | 2013-04-27 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2484282C1 (ru) * | 2012-03-15 | 2013-06-10 | Черниченко Владимир Викторович | Жидкостный ракетный двигатель |
| CN111058967A (zh) * | 2019-03-29 | 2020-04-24 | 张英华 | 一种高频爆燃航天发动机及控制方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5572864A (en) | Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine | |
| US5010730A (en) | Gas-fed hybrid propulsion system | |
| RU2386844C1 (ru) | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы | |
| US4161102A (en) | Turbine engine starting system | |
| KR20070078978A (ko) | 램제트/스크램제트 엔진을 시동하기 위한 다목적 가스발생기를 가진 시스템과 램제트/스크램제트 엔진을시동하기 위한 방법 | |
| RU2095607C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе | |
| RU2648480C2 (ru) | Устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя | |
| RU2382223C1 (ru) | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы | |
| RU2390476C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его запуска, турбонасосный агрегат и трехкомпонентный газогенератор | |
| RU2545615C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2233990C2 (ru) | Кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель с тепловым модулем, тепловой модуль и способ получения бессажевого газа в тепловом модуле | |
| RU2385274C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, способ ее запуска и трехкомпонентный ракетный двигатель | |
| RU2302547C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2545613C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2300657C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2443894C1 (ru) | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы | |
| RU2382224C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его работы и турбонасосная система подачи топлива | |
| RU2299345C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска | |
| RU2115009C1 (ru) | Кислородно-водородная двигательная установка многократного включения | |
| RU2539315C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2431053C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена | |
| RU2187684C2 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель | |
| RU2302548C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2318129C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2789943C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с форсажем |