Жидкостный ракетный двигатель

Авторы патента:

F02K9/64 - с устройствами для охлаждения

Владельцы патента RU 2410559:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с охлаждающим трактом, насос окислителя, насос горючего, две раздельные турбины, согласно изобретению тракт охлаждения камеры сгорания выполнен из двух отдельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в одну из турбин, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего и выход его - со входом в другую турбину. Изобретение обеспечивает снижение уровня напряженности агрегатов двигателя и упрощение конструкции. 1 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Тенденцией современного ракетостроения является повышение надежности двигателей, снижение затрат на их создание и эксплуатацию.

Снижение уровня напряженности агрегатов двигателя и упрощение конструкции являются главным средством достижения высоких показателей надежности, запасов по ресурсу, стоимости двигателя.

Известны жидкостные ракетные двигатели, в которых упрощение конструкции и повышение надежности достигается, например, посредством образования рабочего тела турбины, предназначенной для привода топливных насосов, путем подогрева (с газификацией) горючего в охлаждающем тракте камеры двигателя без использования специального газогенератора). Такими двигателями являются, например, RL-10 и его модификации, Vinchi, RL-60, РД-0146 (см. И.И.Белоусов "Некоторые вопросы выбора схем…" в журнале "Космонавтика и ракетостроение", №3, 2002 г., стр.59).

Известен также двигатель-прототип, содержащий два газогенератора (один - с избытком окислителя, другой с избытком горючего), продукты сгорания которых приводят во вращение турбины турбонасосных агрегатов и поступают в камеру сгорания (см. книгу Б.В.Овсянников и Б.И.Боровский. "Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей", издательство "Машиностроение", 1971 г., стр.30). Такая схема обеспечивает подачу в камеру сгорания газифицированных компонентов и, как следствие, хорошее смесеобразование в камере с высокой полнотой сгорания. Недостатком этой схемы является ее сложность вследствие наличия двух газогенераторов с подводящими магистралями и агрегатами управления и регулирования.

Целью предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка. Эта цель достигается за счет газификации в трактах охлаждения и окислителя (или части его), и горючего (или части его) с последующим использованием газов на одноименных турбинах, для чего тракт охлаждения камеры выполнен из двух раздельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в турбину турбонасосного агрегата окислителя, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего и выход его - со входом в турбину турбонасосного агрегата горючего.

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

1 - камера двигателя;

2 - участок охлаждающего тракта, охлаждаемый горючим;

3 - участок охлаждающего тракта, охлаждаемый окислителем;

4 - насос горючего;

5 - турбина ТНА горючего;

6 - насос окислителя;

7 - турбина ТНА окислителя;

8 - форсуночная головка камеры.

Предлагаемая конструкция двигателя состоит из следующих основных агрегатов: камеры 1 с форсуночной головкой 7 и охлаждающим трактом, герметично разделенным на две половины (участок, охлаждаемый горючим, 2 и участок, охлаждаемый окислителем, 3); ТНА горючего, состоящего из насоса горючего 4 и турбины 5; ТНА окислителя, состоящего из насоса 6 и турбины 7. Насос горючего 4 соединен со входом в участок охлаждающего тракта 2, а выход из него соединен со входом в турбину 5, выход из которой соединен в свою очередь с форсуночной головкой 8. Насос окислителя 6 соединен со входом в участок охлаждающего тракта 3, а выход из него соединен со входом в турбину 7, выход из которой соединен с форсуночной головкой 8.

Двигатель работает следующим образом. Жидкое горючее из бака поступает в насос горючего 4 и далее в участок 2 охлаждающего тракта камеры. Горючее газифицируется, нагревается и подается на турбину 5 ТНА горючего, приводя ее в действие. После турбины газ поступает в форсуночную головку камеры.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя 6, а затем в участок 3 охлаждающего тракта камеры. Окислитель газифицируется, нагревается и поступает на турбину 7 ТНА окислителя, приводя ее в действие. После турбины газ подается в форсуночную головку камеры.

В камере происходит сгорание компонентов топлива. Продукты сгорания истекают из сопла камеры, создавая реактивную тягу двигателя.

Предложенное техническое решение позволяет упростить конструкцию двигателя, повысить его ресурс и надежность.

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с охлаждающим трактом, насос окислителя, насос горючего, две раздельные турбины, отличающийся тем, что тракт охлаждения камеры сгорания выполнен из двух отдельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в одну из турбин, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего, и выход его - со входом в другую турбину.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности, для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Ракетный двигатель (варианты) и способ увеличения удельного импульса тяги ракетного двигателя // 2406861

Способ получения высокотемпературной газовой среды с заданным содержанием кислорода и устройство для получения высокотемпературной газовой среды с заданным содержанием кислорода // 2403501

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано в технологических установках для испытания различных воздушно-реактивных двигателей (ВРД), преимущественно прямоточных (ПВРД), в том числе и гиперзвуковых (ГПВРД), в качестве источника воздуха, состав и термодинамические характеристики которого соответствуют различным режимам полета летательного аппарата.

Способ охлаждения огневой стенки камеры жрд и устройство для его реализации // 2403426

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. .

Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя // 2403425

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя // 2403424

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Жидкостный ракетный двигатель // 2396453

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. .

Способ охлаждения теплонапряженных участков камеры жидкостного ракетного двигателя // 2394168

Способ изготовления тракта охлаждения теплонапряженных конструкций // 2392479

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно - к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками.

Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя // 2392478

Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя // 2422664

Способ установки трубы // 2422665

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Жидкостный ракетный двигатель // 2429371

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Способ изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (жрд) // 2465483

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД)

Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры // 2472962

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым

Блок тяги жидкостного ракетного двигателя // 2502645

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя // 2511785

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, при этом ось этих отверстий пересекает часть стенки кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями. Пояс завесы может быть выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла. Пояс завесы может быть выполнен на середине сужающейся части сопла. Может быть выполнено два пояса завесы. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя // 2511791

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, установленные с зазором и соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения внутренней стенки камеры сгорания, содержащее, в свою очередь, кольцевую деталь, сцентрированную по внутренней стенке с образованием кольцевой полости, кольцевую щель во внутренней стенке и внутренние тангенциальные отверстия, соединяющие эту щель с кольцевой полостью, дозирующие отверстия, соединяющие зазор между двумя стенками с кольцевой полостью, согласно изобретению кольцевая деталь и кольцевая полость в ней выполнены трапециевидной формы, при этом кольцевая деталь содержит переднюю стенку, цилиндрическую стенку и заднюю стенку, установленные с зазором внутри коллектора, дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям, а высота зазора между передним торцом и коллектором выполнена меньше, чем высота зазора между наружной и внутренней стенками. Отношение высоты зазора между передним торцом и коллектором к высоте зазора между наружной и внутренней стенками выполнено в диапазоне от 0,5 до 0,9. Внутренние тангенциальные отверстия выполнены в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания. На переднем торце выполнено оребрение. На заднем торце выполнено оребрение. На цилиндрической стенке выполнено оребрение. Соотношение длины внутренних тангенциальных отверстий к их диаметру выполнено в диапазоне от 1,0 до 2,5. Дозирующие отверстия выполнены калиброванными. В дозирующие отверстия установлены калиброванные жиклеры. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения камеры сгорания и увеличение удельной тяги двигателя. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя // 2511961

Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя // 2511982

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения внутренней стенки камеры сгорания, содержащее, в свою очередь, кольцевую деталь, сцентрированную по внутренней стенке с образованием кольцевой полости, кольцевую щель во внутренней стенке и внутренние тангенциальные отверстия, соединяющие эту щель с кольцевой полостью, дозирующие отверстия, соединяющие зазор между двумя стенками с кольцевой полостью, согласно изобретению, дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям. Внутренние тангенциальные отверстия могут быть выполнены в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания. Кольцевая деталь может быть выполнена с цилиндрической и двумя торцовыми стенками передней и задней, при этом один из торцов выполнен наклонным. На переднем торце может быть выполнено оребрение. На заднем торце может быть выполнено оребрение. На цилиндрической стенке может быть выполнено оребрение. Соотношение длины внутренних тангенциальных отверстий к их диаметру может быть выполнено в диапазоне от 1,0 до 2,5. Дозирующие отверстия могут быть выполнены калиброванными. В дозирующие отверстия могут быть установлены калиброванные жиклеры. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения и увеличение удельной тяги двигателя. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.