Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, газогенератор, турбину, насос горючего, насос окислителя, трубопроводы горючего и окислителя, сообщающие выходы из насосов с газогенератором и камерой сгорания, пусковой бачок для вытеснения из него компонента топлива при запуске двигателя, согласно изобретению рабочая полость пускового бачка герметично разделена поршнем или гибкой мембраной на две части, одна из которых сообщена с трубопроводом горючего, а другая - с трубопроводом окислителя. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, повышение надежности и стабильности запуска двигателя. 1 ил.

 

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей. Одной из задач, стоящих перед создателями ЖРД, является разработка конструкторских решений, обеспечивающих надежный и стабильный запуск двигателя.

Трудности возникают, как правило, из-за несогласованности давлений (и, как следствие этого, расходов) окислителя и горючего в начальный момент запуска при неработающих или недостаточно раскрученных насосах. Чаще всего возникает ситуация, когда давление по линии одного из компонентов топлива существенно превышает давление по линии другого компонента топлива (в основном за счет разности высоты столба и плотности компонентов в баке ракеты). При этом изменения этих давлений в процессе запуска происходят по разному. Это влияет на расходы в газогенератор при поджиге и может приводить к "забросам" или "провалам" температуры в газогенераторе из-за рассогласования соотношения расходов компонентов топлива и, как следствие, к нестабильности запуска двигателя.

Известным решением, обеспечивающим запуск двигателя путем подачи компонентов топлива в газогенератор, является использование пусковых бачков с окислителем и горючим, работающих по принципу вытеснения компонента нейтральным газом (гелием, азотом).

Известен жидкостный ракетный двигатель LR-89-NA, LR-79-NA (см. энциклопедия "Космонавтика", 1985 г., стр.216, 217), где запуск газогенератора производится путем поджига компонентов топлива, подаваемых из пусковых бачков.

Известен также двигатель РД-219 - прототип (см. энциклопедия "Космонавтика", 1985 г., стр.300), где запуск генератора производится также подачей компонентов топлива из пусковых бачков.

Недостатком прототипа является относительная сложность, заключающаяся в наличии 2-х бачков (для окислителя и горючего)

Целью предлагаемого изобретения является упрощение конструкции, обеспечивающее выполнение тех же задач с меньшим количеством агрегатов.

Указанная цель достигается тем, что в известном ЖРД, содержащем камеру сгорания, газогенератор, турбину, насос горючего, насос окислителя, трубопроводы горючего и окислителя, сообщающие выходы из насосов с газогенератором и камерой сгорания, пусковой бачок для вытеснения из него компонента топлива при запуске двигателя, согласно изобретению рабочая полость пускового бачка герметично разделена поршнем или гибкой мембраной на две части, одна из которых сообщена с трубопроводом горючего, а другая - с трубопроводом окислителя.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой, приведенной на чертеже, где приняты следующие обозначения:

1 - насос окислителя ТНА;

2 - насос горючего ТНА;

3 - турбина ТНА;

4 - газогенератор;

5 - камера;

6 - пусковой бачок;

7 - полость окислителя пускового бачка;

8 - полость горючего пускового баска;

9 - разделительный поршень с уплотнением;

11 - заправочный клапан пускового бачка;

12, 13 - обратный клапан;

14, 15, 21, 22 - пускоотсечный клапан;

16, 17 - настроечная шайба;

18 - трубопровод горючего;

19 - трубопровод окислителя;

10, 20 - пусковой клапан.

Предлагаемая конструкция двигателя, таким образом, состоит из пусковых клапанов 10 и 20, камеры 5, турбонасосного агрегата (включающего насос окислителя 1, насос горючего 2 и турбину 3), газогенератора 4, трубопроводов горючего 18 и окислителя 19, сообщающих выходы из насосов с газогенератором и камерой, одного пускового бачка 6, разделенного поршнем 9 (с герметичным уплотнением) на полость горючего 8 и полость окислителя 7, каждая из которых сообщена с линией питания газогенератора. Полость горючего снабжена заправочной магистралью с клапаном 11. В магистралях питания газогенератора имеются обратные клапаны 12 и 13 и пускоотсечные клапаны 14 и 15. В магистралях питания камеры имеются пускоотсечные клапаны 21 и 22.

Двигатель работает следующим образом. Перед запуском пусковой бачок через клапан 11 заправляется тем компонентом топлива, давление которого на входе в двигатель недостаточно (в данной схеме это горючее). После заправки клапан 11 закрывается. Клапаны 14, 15, 10, 20, 21 и 22 также находятся в положении "закрыто". Запуск двигателя начинается с открытия клапанов 10 и 20. Происходит заливка магистралей компонентами топлива, которые заполняют насосы 1 и 2, и, открывая обратные клапаны 12 и 13, поступают в трубопроводы 18 и 19, соединяющиеся с полостями 7 и 8 пускового бачка.

В полостях бачка устанавливается давление, равное наибольшему из давлений в занасосных магистралях (окислителя). После открытия клапанов 14 и 15 компоненты топлива под этим давлением поступают в газогенератор, обеспечивая в нем после поджига развитие рабочего процесса с постоянной (или близкой к постоянной) температурой газа за счет постоянства соотношения расходов окислителя и горючего.

Таким образом, осуществляется плавный без забросов температуры запуск газогенератора.

Вырабатываемый в газогенераторе газ раскручивает турбину, повышается давление за насосами, газогенератор начинает питаться от насосных магистралей, открываются клапаны 21 и 22 камеры, двигатель выходит на расчетный режим. Наличие одного пускового бачка вместо двух для прототипа благоприятно сказывается на повышение надежности.

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, газогенератор, турбину, насос горючего, насос окислителя, трубопроводы горючего и окислителя, сообщающие выходы из насосов с газогенератором и камерой сгорания, пусковой бачок для вытеснения из него компонентов топлива при запуске двигателя, отличающийся тем, что рабочая полость пускового бачка герметично разделена поршнем или гибкой мембраной на две части, одна из которых сообщена с трубопроводом горючего, а другая - с трубопроводом окислителя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетическим установкам, производящим водяной пар высоких параметров, получаемый за счет энергии, выделяемой при сгорании водорода в кислороде.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. .

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для ракетных систем, работающих на кислородно-водородном топливе. .

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации ракетных двигательных установок (ДУ) космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к ракетостроению и, в частности, к поворотным соединениям трубопроводов, используемых преимущественно на ракетах для подачи горючего и пускового горючего в отклоняемые рулевые агрегаты жидкостных ракетных двигателей.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к топливным магистралям жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к области регулирования расхода жидкости, а более конкретно к регулированию расходов компонентов топлива, подаваемых в жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) - исполнительных органов (ИО) реактивных систем управления (РСУ) космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к авиационно-космической технике и касается конструкции жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей топливный бак жидкого кислорода, используемой в первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы, выполняющей воздушный старт при десантировании ее с самолета-разгонщика.

Изобретение относится к наземным средствам заправки бортовых баллонов ракетоносителей газообразным гелием

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к устройствам, воспринимающим тягу жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и позволяющим обеспечить проток компонентов топлива из баков ракеты в магистрали двигателя и качание двигателя. В устройстве для восприятия тяги и протока двух компонентов топлива, включающем двухстепенной подвес и сильфонный узел для протока двух компонентов топлива, при этом в качестве указанного подвеса применен карданный подвес, имеющий раму карданного механизма, две пары осей с подшипниками, размещенными в раме в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, и две пары вилок, соединенных с осями, при этом одна пара вилок жестко соединена с рамой двигателя, другая - с головкой камеры сгорания двигателя, при этом указанный сильфонный узел размещен внутри рамы карданного механизма и выполнен в виде двух сильфонов - внутреннего, установленного по оси двигателя и оси карданного подвеса, и наружного сильфона, концентрично размещенного относительно внутреннего, образующих между собой кольцевой канал, полость внутреннего сильфона с одной стороны соединена с полостью бака ракеты одного из компонентов топлива, с другой стороны через коллектор соединена с входной магистралью двигателя, полость кольцевого канала через изогнутый трубопровод соединена с полостью бака ракеты другого компонента, с другой стороны эта полость через коллектор соединена с входной магистралью двигателя. Изобретение обеспечивает повышение надежности, уменьшение массово-габаритных характеристик. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру, газогенератор, насосы, трубопроводы подачи топлива, пусковые клапаны, трубопроводы подачи управляющего газа, электропневмоклапан, при этом в трубопроводы подачи управляющего газа установлены клапаны-тройники с штуцерами входа управляющего газа, входа управляющего рабочего тела, выхода управляющего газа и рабочего тела, при этом между патрубками входа управляющего рабочего тела клапанов-тройников и трубопроводами подачи топлива после насосов установлены трубопроводы управляющего рабочего тела. В корпусе клапана-тройника выполнено седло со стороны подачи управляющего газа, установлены переходник с седлом со стороны подачи управляющего рабочего тела и затвор с фторопластовыми уплотнениями, взаимодействующими с седлами. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции и снижение массы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к области организации схем подачи топлива к устройствам для сжигания и устройствам для получения продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости. Комбинированная насосно-вытеснительная схема подачи жидких компонентов гидрореагирующего топлива (ГРГ) к потребителю, содержащая потребитель с системой охлаждения, насос окислителя, турбину привода насоса окислителя, которая приводится во вращение потоком продуктов реакции горючего и окислителя, бак с горючим, герметично разделенный на полость с гидрореагирующим горючим и полость для вытесняющего тела с помощью сильфона, мешка или подвижной или эластичной перегородки, соединительные магистрали, магистрали подвода и отвода компонентов топлива, клапаны, регулирующие и управляющие органы, при этом окислитель используется в качестве вытесняющего тела для подачи жидкого гидрореагирующего горючего к потребителю, при этом окислитель для вытеснения жидкого гидрореагирующего горючего из бака отбирается из системы охлаждения потребителя, чем обуславливается его высокая температура. В качестве дополнительной поверхности теплообмена между вытесняющим окислителем и ГРГ в баке организуют полости для вытесняющего гидрореагирующее горючее окислителя, ограничивающие поверхности которых хотя бы частично контактируют с гидрореагирующим горючим в баке. Турбина привода насоса окислителя может приводиться в движение перегретым водяным паром, отобранным из системы охлаждения потребителя. Схема может содержать теплообменник. Изобретение обеспечивает снижение массы системы подачи и уменьшение занимаемого ею объема, снижение затрат энергии на подачу и подготовку к подаче ГРГ к потребителю, упрощение обеспечения многорежимности работы системы, улучшение управляемости и устойчивости подводных или двухсредных аппаратов, в составе которых используется изобретение, и упрощение и удешевление конструкции системы подачи. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к аммиачным корректирующим двигательным установкам с электротермическими микродвигателями, устанавливаемым на меневрирующих малых космических аппаратах. Корректирующая двигательная установка с электротермическим микродвигателем, содержащая топливный бак с топливом, электроклапан цилиндрической формы на расходном трубопроводе бака, фильтр, подогреватель топлива в виде испарителя с нагревательным элементом, регулятор давления, электротермический микродвигатель и соединяющие трубопроводы, в соответствии с изобретением часть расходного трубопровода бака выполнена в виде спирального трубопровода, расположенного на наружной поверхности цилиндрической оболочки и контактирующего с ней при помощи теплопроводящих узлов в виде, например, паяного соединения, при этом во внутренней полости оболочки соосно смонтирован электроклапан, наружная поверхность которого через теплопроводящие узлы в виде, например, теплопроводной пасты, контактирует с внутренней поверхностью цилиндрической оболочки, причем входной патрубок спирального трубопровода соединен с расходным трубопроводом бака, а выходной - с фильтром, соединенным с входным штуцером электроклапана, выходной штуцер которого соединен с входным штуцером первого независимого винтового газовода, выполненного в виде пружины на цилиндрическом корпусе нагревательного элемента и контактирующей с ней поверхности цилиндрического отверстия во внутреннем корпусе испарителя, выходной штуцер которого соединен с входным штуцером регулятора давления, выход которого соединен с входным штуцером второго независимого винтового газовода, выполненного в виде двухзаходной резьбы на наружной поверхности внутреннего корпуса испарителя, контактирующей с внутренней поверхностью основного корпуса, выходной штуцер которого соединен с входом в микродвигатель. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги микродвигателя, сокращение запасов топлива и количества включений для выработки топлива. 7 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей с продолжительным временем работы при использовании любых компонентов топлива, как высококипящих, так и низкокипящих. Центробежная турбина содержит корпус, диск рабочего колеса центробежной турбины с лопаточным венцом и бандажом, сопловой аппарат, согласно изобретению на диске рабочего колеса центробежной турбины 3 с противоположной стороны от лопаточного венца 6 с бандажом выполнен выступ-противовес 5, образующий лабиринтное уплотнение 11 с корпусом турбины 1 и равный по массе лопаточному венцу с бандажом. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение веса ТНА, повышение надежности при длительной работе ТНА на высоких скоростях вращения и при высоких температурах рабочего тела после газогенератора, устранение осевой силы, действующей на турбину. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4). Для охлаждения ракетного топлива, содержащегося во втором баке (4), первая система питания (6) включает в себя ответвление (12), проходящее через первый теплообменник (14), встроенный во второй бак (4). Изобретение также относится к способу подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2). Изобретение обеспечивает поддержание давления внутри баков выше минимального предела. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения бортовых источников тепла. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода. Ракетный двигатель в сборе имеет контур паров кислорода (60) для направления паров кислорода с помощью нагревателя в камеру сгорания или в бак. При направлении паров кислорода в камеру сгорания двигатель развивает малую тягу. Изобретение обеспечивает работу двигателя на большой и малой тяге, избегая появления колебательных явлений в системе подачи горючего. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей

Наверх