[go: up one dir, main page]

RU2011112081A - METHOD FOR COOLING THE CRYOGEN LINE OF A LIQUID ROCKET ENGINE AT REPEATED ENGINE STARTING - Google Patents

METHOD FOR COOLING THE CRYOGEN LINE OF A LIQUID ROCKET ENGINE AT REPEATED ENGINE STARTING Download PDF

Info

Publication number
RU2011112081A
RU2011112081A RU2011112081/06A RU2011112081A RU2011112081A RU 2011112081 A RU2011112081 A RU 2011112081A RU 2011112081/06 A RU2011112081/06 A RU 2011112081/06A RU 2011112081 A RU2011112081 A RU 2011112081A RU 2011112081 A RU2011112081 A RU 2011112081A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
line
cryogenic
cooling
pump
Prior art date
Application number
RU2011112081/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2478813C2 (en
Inventor
Александр Сергеевич Сидоренко (RU)
Александр Сергеевич Сидоренко
Леонид Алексеевич Толстиков (RU)
Леонид Алексеевич Толстиков
Original Assignee
Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)
Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU), Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" filed Critical Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)
Priority to RU2011112081/06A priority Critical patent/RU2478813C2/en
Publication of RU2011112081A publication Critical patent/RU2011112081A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2478813C2 publication Critical patent/RU2478813C2/en

Links

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

1. Способ захолаживания криогенной магистрали жидкостного ракетного двигателя при многократных включениях двигателя, основанный на дренировании компонента топлива из криогенной магистрали двигателя, включающей насос и другие элементы конструкции, отличающийся тем, что захолаживание осуществляют за счет испарения криогенного компонента топлива, остающегося в указанной магистрали после останова двигателя, при котором указанная магистраль отсечена со стороны входа и выхода, а дренирование паров криогенного компонента осуществляют из полости насоса через клапан в магистраль, соединенную с окружающей средой. ! 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что после останова двигателя полость насоса соединяют магистралью через дополнительные каналы, выполненные в статоре турбины турбонасосного агрегата. ! 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что после останова двигателя полость насоса соединяют магистралью через дополнительные каналы, выполненные в статоре турбины турбонасосного агрегата и в других горячих элементах конструкции, расположенных за турбиной по газовому тракту. 1. The method of cooling the cryogenic line of a liquid rocket engine with multiple engine starts, based on the drainage of the fuel component from the cryogenic line of the engine, including the pump and other structural elements, characterized in that the cooling is carried out by evaporation of the cryogenic component of the fuel remaining in the specified line after stopping engine, in which the specified line is cut off from the input and output side, and the drainage of the vapor of the cryogenic component is carried out from the cavity of the pump through the valve to the line connected to the environment. ! 2. The method according to claim 1, characterized in that after the engine is stopped, the pump cavity is connected by a line through additional channels made in the turbine stator of the turbopump assembly. ! 3. The method according to claim 1, characterized in that after the engine is stopped, the pump cavity is connected by a highway through additional channels made in the turbine stator turbine stator and in other hot structural elements located behind the turbine through the gas path.

Claims (3)

1. Способ захолаживания криогенной магистрали жидкостного ракетного двигателя при многократных включениях двигателя, основанный на дренировании компонента топлива из криогенной магистрали двигателя, включающей насос и другие элементы конструкции, отличающийся тем, что захолаживание осуществляют за счет испарения криогенного компонента топлива, остающегося в указанной магистрали после останова двигателя, при котором указанная магистраль отсечена со стороны входа и выхода, а дренирование паров криогенного компонента осуществляют из полости насоса через клапан в магистраль, соединенную с окружающей средой.1. The method of cooling the cryogenic line of a liquid rocket engine with multiple engine starts, based on the drainage of the fuel component from the cryogenic line of the engine, including the pump and other structural elements, characterized in that the cooling is carried out by evaporation of the cryogenic component of the fuel remaining in the specified line after stopping engine, in which the specified line is cut off from the input and output side, and the drainage of the vapor of the cryogenic component is carried out from the cavity of the pump through the valve to the line connected to the environment. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что после останова двигателя полость насоса соединяют магистралью через дополнительные каналы, выполненные в статоре турбины турбонасосного агрегата.2. The method according to claim 1, characterized in that after the engine is stopped, the pump cavity is connected by a line through additional channels made in the turbine stator of the turbopump assembly. 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что после останова двигателя полость насоса соединяют магистралью через дополнительные каналы, выполненные в статоре турбины турбонасосного агрегата и в других горячих элементах конструкции, расположенных за турбиной по газовому тракту. 3. The method according to claim 1, characterized in that after the engine is stopped, the pump cavity is connected by a highway through additional channels made in the turbine stator turbine stator and in other hot structural elements located behind the turbine through the gas path.
RU2011112081/06A 2011-03-31 2011-03-31 Cooldown method of cryogenic line of liquid propellant engine at multiple engine actuations RU2478813C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011112081/06A RU2478813C2 (en) 2011-03-31 2011-03-31 Cooldown method of cryogenic line of liquid propellant engine at multiple engine actuations

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011112081/06A RU2478813C2 (en) 2011-03-31 2011-03-31 Cooldown method of cryogenic line of liquid propellant engine at multiple engine actuations

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011112081A true RU2011112081A (en) 2012-10-10
RU2478813C2 RU2478813C2 (en) 2013-04-10

Family

ID=47079045

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011112081/06A RU2478813C2 (en) 2011-03-31 2011-03-31 Cooldown method of cryogenic line of liquid propellant engine at multiple engine actuations

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2478813C2 (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2765670C1 (en) * 2021-07-05 2022-02-01 Акционерное общество "Конструкторское бюро химического машиностроения имени А.М. Исаева" Multi-chamber liquid rocket engine

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2640322A1 (en) * 1988-12-09 1990-06-15 Europ Propulsion ROCKET OR COMBINED MOTOR FOR A SPATIAL VEHICLE WITH ESSENTIALLY CLOSED AUXILIARY HYDRAULIC CIRCUIT
SU1795139A1 (en) * 1991-05-05 1993-02-15 Samarskij Motornyj Z System for feeding cryogenic fuel to combustion chamber of power-generating unit
US5918460A (en) * 1997-05-05 1999-07-06 United Technologies Corporation Liquid oxygen gasifying system for rocket engines
RU2351789C1 (en) * 2007-08-09 2009-04-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Pump to feed cryogenic working medium
RU2385274C1 (en) * 2008-12-22 2010-03-27 Сергей Евгеньевич Варламов Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2478813C2 (en) 2013-04-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Balli et al. Energetic and exergetic analyses of T56 turboprop engine
WO2014158244A3 (en) Intercooled gas turbine with closed combined power cycle
US9650995B2 (en) Hybrid-cycle liquid propellant rocket engine
RU2015133524A (en) FUEL SUPPLY DIAGRAM AND COOLING METHOD
FR2970466B1 (en) NACELLE FOR A DOUBLE FLOW AIRCRAFT AIRCRAFT
BR112015015576A2 (en) aircraft and evaporated cryogenic fuel management method
WO2015080778A3 (en) Fuel management system for a turbine engine
WO2014175946A3 (en) Aircraft power system
WO2015163962A3 (en) Gas turbine engine accessory architecture
EA201890029A1 (en) SYSTEM AND METHOD FOR STARTING THE INSTALLATION OF POWER GENERATION
PH12019501630A1 (en) Natural gas fired combined-cycle power generation system and natural gas fired combined-cycle power generation method
RU2015134544A (en) ROCKET ENGINE TURBO PUMP START DEVICE
WO2013102113A3 (en) Gas turbine engine with variable speed turbines
RU2011112081A (en) METHOD FOR COOLING THE CRYOGEN LINE OF A LIQUID ROCKET ENGINE AT REPEATED ENGINE STARTING
RU2626881C2 (en) Cooling method
RU2013143396A (en) POWER FORCING DEVICE WITH DYNAMIC DYNAMIC PROCESSES
RU2009134027A (en) TURBINE COOLING METHOD
Park et al. Performance Characteristics of Secondary Throat Supersonic Exhaust Diffusers
RU2012147367A (en) METHOD FOR REALIZING THE ROCKET ENGINE
RU2011122109A (en) GAS-TURBINE ENGINE "PLASMADRON"
RU2012113194A (en) METHOD FOR INCREASING POWER AND KPD GAS TURBINE ENGINE
RU2012157490A (en) DETANDER-GENERATOR UNIT
RU2012121131A (en) LIQUID ROCKET ENGINE
ES2411829R1 (en) AXIAL INJECTION MOTOR
RU2011112178A (en) FUEL FREE TURBO-AIR REACTIVE ENGINE

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200401

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20220323