RU2486113C1 - Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта - Google Patents
Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта Download PDFInfo
- Publication number
- RU2486113C1 RU2486113C1 RU2011145583/11A RU2011145583A RU2486113C1 RU 2486113 C1 RU2486113 C1 RU 2486113C1 RU 2011145583/11 A RU2011145583/11 A RU 2011145583/11A RU 2011145583 A RU2011145583 A RU 2011145583A RU 2486113 C1 RU2486113 C1 RU 2486113C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- jacket
- pipeline
- rocket engine
- valve
- Prior art date
Links
- 239000003380 propellant Substances 0.000 title abstract description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 41
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 20
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 10
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 29
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 24
- 239000002253 acid Substances 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 238000009987 spinning Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 1
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 1
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. Система запуска относится к жидкостному ракетному двигателю, включающему в себя криогенный топливный бак (1), турбонасосные агрегаты (ТНА) (2, 6), газогенератор (7), сообщенный с турбиной (18) ТНА (6), камеру сгорания (19) и сопло (20). Система снабжена баллонами (3) высокого давления с клапаном зарядки (17). В нее введен расходный трубопровод (14), сообщенный входом с баком (1), а выходом - с рубашками (8, 9) камеры сгорания и сопла. Введен также трубопровод (5) для подачи газообразного криогенного топлива из рубашки (9) сопла к турбине ТНА (2) блока подачи криогенного топлива и в газогенератор (7). Трубопровод (5) через пусковой клапан (16) сообщен с баллонами (3). Система снабжена также трубопроводом (21) подпитки с клапаном (15), сообщающим рубашку (8) камеры сгорания с баллонами (3). Система обеспечивает как запуск ракетного двигателя, так и подзарядку баллонов (3) - через трубопровод (21) - паром криогенного топлива из рубашки (8). Специальных средств охлаждения внутренней стенки сопла (20) не требуется. Техническим результатом изобретения является снижение массы криогенной двигательной установки космического объекта (~10%). 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо.
Известны система запуска жидкостного ракетного двигателя путем раскрутки турбонасосного агрегата сжатым газом. При этом сжатый газ (например, гелий) подается из аккумулятора давления на лопатки турбонасосного агрегата (см. М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели», М., «Машиностроение», 1968, с.228). Газ в аккумулятор давления (например, баллон) заправляется на стартовом устройстве в количестве, необходимом для раскрутки турбонасосного агрегата до момента поступления в турбонасосный агрегат рабочего тела из работающего жидкостного ракетного двигателя (например, горячего газа, отбираемого из газогенератора).
Кроме того, возникает необходимость охлаждения сопла жидкостного ракетного двигателя, которая осуществляется подачей одного из компонентов топлива в рубашку камеры сгорания и рубашку сопла при наружном охлаждении, и дополнительно горючее подается на охлаждение внутренней стенки сопла при внутреннем охлаждении, где оно частично дожигается и выбрасывается вместе с газами в процессе работы жидкостного ракетного двигателя (см. М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели», М., «Машиностроение», 1968, с.117, 118).
Недостатками данной системы запуска жидкостного ракетного двигателя является:
- необходимость иметь на борту космического объекта запас большого объема рабочего тела и, соответственно, необходимого количества баллонов для его хранения, что существенно ухудшает массовые характеристики космического объекта;
- дополнительный расход горючего на охлаждение внутренней стенки сопла жидкостного ракетного двигателя, что также ухудшает массовые характеристики космического объекта из-за неполного сгорания горючего.
Задачей предложенной системы является запуск криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта при снижении массы двигательной установки космического объекта.
Задача решается за счет того, что в систему запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом, газогенератором, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата, с наружным охлаждением камеры сгорания и сопла в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива, баллоны высокого давления с клапаном зарядки, введен расходный трубопровод с клапаном криогенного топлива, по входу сообщенный с криогенным топливным баком, а по выходу через турбонасосный агрегат с рубашкой камеры сгорания и рубашкой сопла жидкостного ракетного двигателя. Введен также трубопровод, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива, с газогенератором и через пусковой клапан - с баллонами высокого давления. Введен также трубопровод с клапаном подпитки, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания с баллонами высокого давления.
На чертеже схематично представлена система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта, где:
1. криогенный топливный бак;
2. турбонасосный агрегат блока подачи криогенного топлива;
3. баллоны высокого давления;
4. клапан криогенного топлива;
5. трубопроводы;
6. турбонасосный агрегат;
7. газогенератор;
8. рубашка камеры сгорания;
9. рубашка сопла;
10. выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла;
11. турбина турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива;
12. выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания;
13. расходный клапан;
14. расходный трубопровод;
15. клапан подпитки;
16. пусковой клапан;
17. клапан зарядки;
18. турбина турбонасосного агрегата;
19. камера сгорания;
20. сопло;
21. трубопровод подпитки.
В систему запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом 6, газогенератором 7, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата 18, с наружным охлаждением камеры сгорания 19 и сопла 20 в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива 2, баллоны высокого давления 3 с клапаном зарядки 17, введен расходный трубопровод 14 с клапаном криогенного топлива 4, по входу сообщенный с криогенным топливным баком 1, а по выходу через турбонасосный агрегат 6 с рубашкой камеры сгорания 8 и рубашкой сопла 9 жидкостного ракетного двигателя. Введен также трубопровод 5, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла 10 жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11, с газогенератором 7 и через пусковой клапан 16 - с баллонами высокого давления 3. Введен также трубопровод подпитки 21 с клапаном подпитки 15, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания 12 с баллонами высокого давления 3.
Клапаны 4, 13, 15 и 16 обеспечивают временную работу агрегатов 2, 3, 6, 7, 8, 9 в соответствии с циклограммой работы двигательной установки.
При предварительной раскрутке турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и турбины турбонасосного агрегата 18 распределение газа, поступающего из баллонов высокого давления 3, может обеспечиваться, например, с помощью дроссельных устройств, установленных в соответствующих трубопроводах.
Из баллонов высокого давления 3 газ расходуется, например, на работу сопел управления для управления полетом космического объекта, на наддув криогенного топливного бака 1 и на работу двигателей для создания перегрузки при запуске жидкостного ракетного двигателя и др.
В качестве клапанов 4, 13, 15, 16 и 17 могут быть применены, например, электропневмоклапаны, управление которыми производится подачей на них электрического тока.
Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта работает следующим образом.
При подготовке космического объекта к полету на стартовом комплексе баллоны высокого давления 3 первоначально заправляются газом от наземных устройств зарядки при открытым клапане зарядки 17.
В процессе запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя газом из баллонов высокого давления 3 ведется предварительная раскрутка турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и турбины основного турбонасосного агрегата 18. Жидкое криогенное топливо поступает в рубашку камеры сгорания 8 и в рубашку сопла 9 для их охлаждения.
Испаренное криогенное топливо из рубашки сопла 9 поступает на турбину турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и в газогенератор 7, обеспечивая их дальнейшую работу.
Выработанный газогенератором 7 газ (например, сжигание горючего с избытком окислителя - «кислый газ») раскручивает турбину основного турбонасосного агрегата 18, после чего поступает в камеру сгорания 19 жидкостного ракетного двигателя, где дожигается путем подачи горючего, создавая в сопле 20 реактивную тягу, при этом начальное воспламенение в газогенераторе 7 и камере сгорания 19 обеспечивается, например, подачей пускового горючего.
Далее после выхода криогенного жидкостного ракетного двигателя на номинальный режим работы прекращается расход газа из баллонов высокого давления 3 на раскрутку турбины турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива 11 и испаренное криогенное топливо дополнительно поступает на подзарядку баллонов высокого давления 3 двигательной установки космического объекта, восполняя запас газа.
Восполнение давления газа в баллонах высокого давления 3 происходит за счет их подзарядки в процессе работы криогенного жидкостного ракетного двигателя, чем обеспечивается необходимое количество газа на всем протяжении полета космического объекта. При необходимости система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта позволяет производить запуск двигателя несколько раз в пределах запасов топлива двигательной установки.
Введением системы обеспечивается запуск криогенного жидкостного ракетного двигателя и подзарядка баллонов высокого давления 3 космического объекта криогенным топливом, испаренным за счет охлаждения камеры сгорания 19 и сопла жидкостного ракетного двигателя 20, при этом не требуется охлаждение внутренней стенки сопла криогенного жидкостного ракетного двигателя 20, в результате чего обеспечивается снижение массы двигательной установки космического объекта ~ на 10%.
Claims (1)
- Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта с турбонасосным агрегатом, газогенератором, сообщенным с турбиной турбонасосного агрегата, с наружным охлаждением камеры сгорания и сопла в двигательной установке, включающей турбонасосный агрегат блока подачи топлива, баллоны высокого давления с клапаном зарядки, отличающаяся тем, что в нее введен расходный трубопровод с клапаном криогенного топлива, по входу сообщенный с криогенным топливным баком, а по выходу через турбонасосный агрегат с рубашкой камеры сгорания и рубашкой сопла жидкостного ракетного двигателя, введен также трубопровод, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки сопла жидкостного ракетного двигателя с турбиной турбонасосного агрегата блока подачи криогенного топлива, с газогенератором и через пусковой клапан - с баллонами высокого давления, при этом введен также трубопровод подпитки с клапаном подпитки, сообщающий выход газообразного криогенного топлива из рубашки камеры сгорания с баллонами высокого давления.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011145583/11A RU2486113C1 (ru) | 2011-11-09 | 2011-11-09 | Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011145583/11A RU2486113C1 (ru) | 2011-11-09 | 2011-11-09 | Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011145583A RU2011145583A (ru) | 2013-05-20 |
| RU2486113C1 true RU2486113C1 (ru) | 2013-06-27 |
Family
ID=48702162
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011145583/11A RU2486113C1 (ru) | 2011-11-09 | 2011-11-09 | Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2486113C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2547034C1 (ru) * | 2013-12-13 | 2015-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления движением жидкостной ракеты космического назначения после команды на выключение маршевого двигателя отработавшей ступени |
| RU2636357C2 (ru) * | 2012-08-20 | 2017-11-22 | Снекма | Двухрежимный воспламенитель и двухрежимный способ впрыска для воспламенителя ракетного двигателя |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110030115A (zh) * | 2019-03-27 | 2019-07-19 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种推进剂贮箱组合增压系统 |
| CN114458476B (zh) * | 2020-12-28 | 2024-09-24 | 北京天兵科技有限公司 | 一种液体火箭发动机冷气驱动强迫起动系统和方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6196165A (ja) * | 1984-10-15 | 1986-05-14 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星の軌道変更用推進装置 |
| RU2282744C2 (ru) * | 2001-03-16 | 2006-08-27 | Снекма Моторс | Криогенный модуль двигателя с низкой тягой |
| US7254936B1 (en) * | 2004-04-26 | 2007-08-14 | Knight Andrew F | Simple solid propellant rocket engine and super-staged rocket |
| RU2333380C2 (ru) * | 2002-07-12 | 2008-09-10 | Снекма Моторс | Поворотная криотехническая муфта, питающая линия для криогенной жидкости и ракетный двигатель |
| RU92093U1 (ru) * | 2009-08-25 | 2010-03-10 | Владислав Сергеевич Буриков | Криогенная аккумулирующая система |
-
2011
- 2011-11-09 RU RU2011145583/11A patent/RU2486113C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6196165A (ja) * | 1984-10-15 | 1986-05-14 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星の軌道変更用推進装置 |
| RU2282744C2 (ru) * | 2001-03-16 | 2006-08-27 | Снекма Моторс | Криогенный модуль двигателя с низкой тягой |
| RU2333380C2 (ru) * | 2002-07-12 | 2008-09-10 | Снекма Моторс | Поворотная криотехническая муфта, питающая линия для криогенной жидкости и ракетный двигатель |
| US7254936B1 (en) * | 2004-04-26 | 2007-08-14 | Knight Andrew F | Simple solid propellant rocket engine and super-staged rocket |
| RU92093U1 (ru) * | 2009-08-25 | 2010-03-10 | Владислав Сергеевич Буриков | Криогенная аккумулирующая система |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1968, с.117, 118, 228. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2636357C2 (ru) * | 2012-08-20 | 2017-11-22 | Снекма | Двухрежимный воспламенитель и двухрежимный способ впрыска для воспламенителя ракетного двигателя |
| RU2547034C1 (ru) * | 2013-12-13 | 2015-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления движением жидкостной ракеты космического назначения после команды на выключение маршевого двигателя отработавшей ступени |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011145583A (ru) | 2013-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111005821B (zh) | 一种膨胀循环液氧甲烷上面级发动机系统 | |
| US9695750B2 (en) | Turbine engine assembly and dual fuel aircraft system | |
| EP4189224B1 (fr) | Circuit d'alimentation en carburant de turbomachine cryogenique aeronautique et procede associe | |
| JP6285919B2 (ja) | デトネーションエンジンを備える軌道離脱装置を装備した宇宙船 | |
| US2858672A (en) | Monofuel decomposition apparatus | |
| RU2486113C1 (ru) | Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта | |
| JP6323877B2 (ja) | ロケットのための推進集成体 | |
| RU2561757C1 (ru) | Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель | |
| CN104919166A (zh) | 用于火箭马达涡轮泵的启动器装置 | |
| CN109578134B (zh) | 一种氢氧回收利用系统及其应用 | |
| US6007022A (en) | Internal combustion catapult | |
| RU2520771C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель по схеме с дожиганием генераторного газа | |
| RU2447313C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты) | |
| RU2545613C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| CN112377331B (zh) | 一种火箭发动机多次点火起动装置及具有其的火箭发动机 | |
| CN108190048A (zh) | 一种微型模块化丁烷推进系统结构及推进方法 | |
| RU2476709C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2605163C2 (ru) | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата | |
| US20160237951A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| RU2451199C1 (ru) | Двигательная установка жидкостной ракеты | |
| RU2476708C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2484285C1 (ru) | Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2492342C1 (ru) | Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты) | |
| RU2484287C1 (ru) | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2466292C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201110 |