RU2527918C1 - Способ повышения энергетических характеристик жидкостных ракетных двигателей - Google Patents
Способ повышения энергетических характеристик жидкостных ракетных двигателей Download PDFInfo
- Publication number
- RU2527918C1 RU2527918C1 RU2013113324/06A RU2013113324A RU2527918C1 RU 2527918 C1 RU2527918 C1 RU 2527918C1 RU 2013113324/06 A RU2013113324/06 A RU 2013113324/06A RU 2013113324 A RU2013113324 A RU 2013113324A RU 2527918 C1 RU2527918 C1 RU 2527918C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- kerosene
- pib
- engine
- pump
- impeller
- Prior art date
Links
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title claims abstract description 16
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 6
- 229920002367 Polyisobutene Polymers 0.000 claims abstract description 40
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 35
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 claims abstract description 32
- 239000000654 additive Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 claims abstract description 12
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 claims abstract description 12
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 claims abstract description 12
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 claims abstract description 12
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 claims abstract description 7
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 4
- 238000009966 trimming Methods 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 20
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 3
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- GTKAAVZEFUFXDD-UHFFFAOYSA-N syntin Chemical compound C1CC1C1(C)CC1C1CC1 GTKAAVZEFUFXDD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, причем в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·106 до 4,9·106 в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D2 определяют по формуле
D1 - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего;
A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ;
B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ;
чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине.
Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ЖРД. 2 ил., 3 табл.
Description
Область техники
Данное изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем.
Предшествующий уровень техники
Одним из способов повышения энергетических характеристик ЖРД с дожиганием генераторного газа с целью увеличения массы полезного груза является увеличение их номинальной тяги (форсирование). Форсирование двигателей обеспечивается за счет повышения температуры генераторного газа на входе в турбину турбонасосного агрегата (ТНА). При этом увеличивается скорость вращения ротора ТНА. В результате возрастают силовые и тепловые нагрузки на конструкцию двигателя, что может привести к снижению ресурса и надежности. При форсировании двигателя появляются трудности, связанные с охлаждением камеры двигателя.
Другим способом повышения энергетических характеристик ЖРД является применение высокоэффективных топлив.
Например, известна топливная пара для ЖРД, включающая углеводородное горючее и жидкий кислород, при этом в качестве углеводородного горючего применяют:
- индивидуальный углеводород дициклобутил (C8H10), защищенный патентом РФ №2146334, МПК, F02K, 9/42, 2000 г.;
- индивидуальный углеводород 1-метил-1,2 дициклопропилциклопропана (C10H16), защищенный патентом РФ №2233385, МПК, F02K, 9/42, 2004 г.
Применение этих углеводородных горючих дает возможность получить прирост удельного импульса (от 4,8 до 5,5) по сравнению с топливом на основе керосина. Кроме того, использование этих топлив не требует существенных конструктивных переделок существующих ЖРД. Однако, производство этих топлив отличается дороговизной и считается экологически вредным.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является создание способа, позволяющего повысить энергетические характеристики ЖРД за счет использования экологически чистого и не дорогостоящего углеводородного горючего на основе керосина.
Эта задача решена за счет того, что в способе повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·106 до 4,9·106 в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D2 определяют по формуле
D1 - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего;
A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ;
B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ;
чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине.
Технический результат состоит в увеличении массы полезного груза ракеты-носителя при работе двигателя на форсированном режиме. На номинальном режиме температура генераторного газа на входе в турбину и обороты ротора ТНА остаются ниже значений этих параметров при работе двигателя на чистом керосине.
Сущность предлагаемого способа можно понять из графиков, приведенных на фиг.1. Они показывают зависимость напорных характеристик насоса горючего и гидросопротивления магистрали горючего от расхода компонента через эту магистраль. По оси ординат отложено давление P, а по оси абсцисс - расход компонента через магистраль горючего 
.
Точка А пересечения кривых 1 и 5 определяет номинальный расход 
компонента, который установится в системе при номинальном соотношении компонентов и при работе двигателя на номинальном режиме с использованием чистого керосина и с не подрезанной крыльчаткой насоса горючего. При работе двигателя на керосине с присадкой ПИБ и без подрезки крыльчатки насос горючего (точка С) расход горючего будет иметь повышенное значение 
′. Точка С пересечения кривых 2 и 6 определяет повышенный расход компонента, который установится в системе при работе двигателя на керосине с жидкой присадкой ПИБ с не подрезанной крыльчаткой насоса горючего. Точка В пересечения кривых 4 и 6 определяет номинальный расход компонента с подрезанной крыльчаткой и при работе двигателя на керосине с присадкой ПИБ.
Снижение гидросопротивления в магистрали (кривая 6) потребует меньшего напора насос горючего для заданного расхода (
ном). Для того чтобы обеспечить работу двигателя на номинальном режиме необходимо подрезать крыльчатку насоса горючего и тем самым выдержать заданное (номинальное) соотношение компонентов. Подрезку крыльчатки насоса горючего осуществляют в соответствии с формулой, приведенной выше. В результате этого напор насоса снизится, и точка С перейдет в точку В (фиг.1), а режим работы двигателя будет соответствовать режиму номинальной тяги при прежнем соотношении компонентов.
В табл.1-3 приведены результаты расчетов основных параметров, в том числе, температуры генераторного газа и оборотов ротора турбонасосного агрегата для двигателя РД-171М при работе на двух форсированных режимах (табл.1, 3) и номинальном режиме (табл.2).
На фиг.2 приведен график, показывающий зависимость приростов оборотов ротора ТНА температуры генераторного газа ΔT на входе в турбину от изменения тяги ΔR двигателя, работающего на чистом керосине и на керосине с жидкой присадкой ПИБ. Из этого графика видно, что при наличии жидкой присадки ПИБ в керосине при работе двигателя на номинальном режиме происходит снижение температуры генераторного газа на входе в турбину (прямые E) и оборотов, ротора ТНА (прямые D). Графики построены по данным табл.1-3.
| Таблица 1 | |||
| 1 | Параметр | без ПИБ | с ПИБ |
| 2 | Концентрация раствора полиизобутилена (ПИБ), % | 0 | 0,05 |
| 3 | Доля увеличения тяги ΔR, % | 9 | 9 |
| 4 | Изменение температуры газа на входе в турбину AT, град | 54 | 0 |
| 5 | Изменение скорости вращения ротора ТНА Δn, об/мин И Л | 897 | 752 |
| 6 | Температура газа на входе в турбину T, К | 820 | 766 |
| 7 | Скорость вращения ротора ТНА n, об/мин | 14165 | 14020 |
| 8 | Тяга в пустоте R, тс | 879,0 | 879,0 |
В табл.2 приведены результаты расчета температуры генераторного газа и оборотов ротора ТНА для двигателя РД-171М при работе на номинальном режиме (с подрезкой крыльчатки насоса горючего по наружному диаметру).
| Таблица 2 | |||
| 1 | Параметр | без ПИБ | с ПИБ |
| 2 | Концентрация раствора полиизобутилена (ПИБ), % | 0 | 0,05 |
| 3 | Доля увеличения тяги ΔR, % | 0 | 0 |
| 4 | Изменение температуры газа на входе в турбину ΔT, град | 0 | -54 |
| 5 | Изменение скорости вращения ротора ТНА Δn, об/мин | 0 | -145 |
| 6 | Температура газа на входе в турбину, T, К | 766 | 712 |
| 7 | Скорость вращения ротора ТНА n, об/мин | 13268 | 13123 |
| 8 | Тяга в пустоте R, тс | 806,4 | 806,4 |
В табл.3 приведены результаты расчета температуры генераторного газа и оборотов ротора ТНА для двигателя РД-171М при работе на форсированном режиме (с подрезкой крыльчатки насоса горючего по наружному диаметру).
| Таблица 3 | |||
| Параметр | без ПИБ | с ПИБ | |
| 2 | Концентрация раствора полиизобутилена (ПИБ), % | 0 | 0.05 |
| 3 | Доля увеличения тяги ΔR, % | 4,6 | 4,6 |
| 4 | Изменение температуры газа на входе в турбину ΔT, град | 27 | -27 |
| 5 | Изменение скорости вращения ротора ТНА Δn, об/мин | 449 | 304 |
| 6 | Температура газа на входе в турбину T, К | 793 | 739 |
| 7 | Скорость вращения ротора ТНА n, об/мин | 13717 | 13572 |
| 8 | Тяга в пустоте R, тс | 806,4 | 843,5 |
При работе двигателя на этом режиме (тяга двигателя увеличена на 4,6%) напор насоса горючего будет соответствовать величине суммарного эффекта от увеличения напора насоса и снижения гидропотерь в тракте регенеративного охлаждения камеры, при этом температура генераторного газа на входе в турбину будет оставаться меньше номинального значения, а скорость вращения ротора ТНА останется на прежнем уровне.
Из приведенных данных (см. табл.2) следует, что использование указанной присадки оптимальной концентрации (около 0,05% по массе) в керосине при работе двигателей РД-171М на номинальном режиме позволяет одновременно снизить температуру генераторного газа более чем на 7% и уменьшить скорость вращения ротора ТНА более чем на 1%.
Применение полимерной присадки в ЖРД с дожиганием турбогаза позволяет:
- либо понизить температуру генераторного газа на входе в турбину на 50°-60°C при номинальном значении тяги. Тем самым повышается стойкость к возгоранию в газовом тракте, улучшается напряженно-деформированное состояние конструкции и, следовательно, повышается ресурс и надежность двигателя в целом;
- либо, не повышая температуру генераторного газа, форсировать двигатель по тяге, что дает увеличение массы полезного груза, выводимого носителем.
В двигателях без дожигания уменьшение потребной мощности ТНА позволит уменьшить запас рабочего тела турбины на борту РН. Это дает увеличение массы полезного груза.
Промышленное применение
Применение присадки ПИБ в РН «Зенит» позволит, при необходимости. форсировать маршевые двигатели в «щадящем режиме». Например, при форсировании двигателя РД-171М с ПИБ в керосине на 5% обороты ТНА возрастут всего лишь на 340 об/мин (мри работе с чистым керосином - на 490 об/мин). При этом температура генераторного газа Tгг будет даже меньше номинальной на 25°C.
Claims (1)
- Способ повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, причем в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·106 до 4,9·106 в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D2 определяют по формуле
D1 - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего;
A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ;
B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ;
- отношение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения к напору насоса подачи компонента без ПИБ,
чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013113324/06A RU2527918C1 (ru) | 2013-03-27 | 2013-03-27 | Способ повышения энергетических характеристик жидкостных ракетных двигателей |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013113324/06A RU2527918C1 (ru) | 2013-03-27 | 2013-03-27 | Способ повышения энергетических характеристик жидкостных ракетных двигателей |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2527918C1 true RU2527918C1 (ru) | 2014-09-10 |
Family
ID=51540174
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013113324/06A RU2527918C1 (ru) | 2013-03-27 | 2013-03-27 | Способ повышения энергетических характеристик жидкостных ракетных двигателей |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2527918C1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5906665A (en) * | 1995-09-26 | 1999-05-25 | General Technology Applications, Inc. | High molecular weight fuel additive |
| RU2163251C2 (ru) * | 1995-02-02 | 2001-02-20 | Эксон Кемикэл Пейтентс Инк. | Композиция жидкого топлива (варианты) |
| RU2343187C2 (ru) * | 2006-08-15 | 2009-01-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко" | Улучшающая эксплуатационные энергетические характеристики машин жидкая присадка, углеводородная жидкость на основе нефтепродуктов, используемая в машинах, и жидкое углеводородное горючее |
| RU2443762C2 (ru) * | 2006-04-18 | 2012-02-27 | Шелл Интернэшнл Рисерч Маатсхаппий Б.В. | Топливные композиции |
-
2013
- 2013-03-27 RU RU2013113324/06A patent/RU2527918C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2163251C2 (ru) * | 1995-02-02 | 2001-02-20 | Эксон Кемикэл Пейтентс Инк. | Композиция жидкого топлива (варианты) |
| US5906665A (en) * | 1995-09-26 | 1999-05-25 | General Technology Applications, Inc. | High molecular weight fuel additive |
| RU2443762C2 (ru) * | 2006-04-18 | 2012-02-27 | Шелл Интернэшнл Рисерч Маатсхаппий Б.В. | Топливные композиции |
| RU2343187C2 (ru) * | 2006-08-15 | 2009-01-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко" | Улучшающая эксплуатационные энергетические характеристики машин жидкая присадка, углеводородная жидкость на основе нефтепродуктов, используемая в машинах, и жидкое углеводородное горючее |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3045734B1 (en) | Centrifugal fuel pump with an auxiliary inlet for the injection of inert gas and with a valve regulating the gas flow | |
| US8459038B1 (en) | Two-spool turboshaft engine control system and method | |
| US6968698B2 (en) | Gas turbine engine | |
| US20170056789A1 (en) | In-line centrifuge-separator pump | |
| AU2023202141A1 (en) | Fuel delivery | |
| AU2023202136A1 (en) | Loading parameters | |
| FR3050761B1 (fr) | Regulation du debit d'huile dans un circuit de refroidissement d'une turbomachine | |
| EP2971740B1 (en) | Hybrid-cycle liquid propellant rocket engine | |
| US20160222973A1 (en) | Gas turbine engine compressors having optimized stall enhancement feature configurations and methods for the production thereof | |
| RU2361783C1 (ru) | Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки | |
| RU2352804C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2527918C1 (ru) | Способ повышения энергетических характеристик жидкостных ракетных двигателей | |
| EP3959427A1 (fr) | Procede de regulation de turbomachine comprenant un dispositif d'augmentation temporaire de puissance | |
| BR112015007733A2 (pt) | motor de turbina a gás, e, método para distribuir peso entre um conjunto de propulsor e um conjunto de gerador de gás de um motor de turbina a gás | |
| RU2545615C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
| CN112594066B (zh) | 一种用于水下半闭式循环动力系统的废气增压排放装置 | |
| US20180318730A1 (en) | Vacuum systems for degassing of liquid hydrocarbon fuels | |
| Sun et al. | Steady state engine test demonstration of performance improvement with an advanced turbocharger | |
| Speak et al. | Dual drive booster for a two-spool turbofan: performance effects and mechanical feasibility | |
| Lavis et al. | Compact waterjets for high-speed ships | |
| Amin et al. | A parametric study on the effect of casing treatment slots on performance enhancement of a single stage axial flow compressor | |
| RU2514466C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2840661C1 (ru) | Устройство привода вентилятора системы охлаждения военной гусеничной машины | |
| RU2800833C1 (ru) | Способ адаптивной настройки контролируемых параметров системы аварийной защиты жидкостного ракетного двигателя на первое огневое испытание | |
| EP4375495A1 (en) | Aircraft power plant with interburner and method of operating |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200328 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20220323 |