Жидкостный ракетный двигатель и турбонасосный агрегат



Жидкостный ракетный двигатель и турбонасосный агрегат
Жидкостный ракетный двигатель и турбонасосный агрегат
Жидкостный ракетный двигатель и турбонасосный агрегат
Жидкостный ракетный двигатель и турбонасосный агрегат
Жидкостный ракетный двигатель и турбонасосный агрегат

 


Владельцы патента RU 2418970:

Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно для перекачки жидкостей в жидкостных ракетных двигателях. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, согласно изобретению камера сгорания шарнирно закреплена на силовой раме с возможностью качания в двух плоскостях, он снабжен двумя парами сопел крена, к которым подсоединены газопроводы, идущие от газовода, турбонасосный агрегат прикреплен к раме при помощи тяг, ниже нижнего среза камеры сгорания концентрично ей установлено силовое кольцо, имеющее диаметр больше, чем нижний срез камеры сгорания, к нему прикреплены сопла крена, к которым подсоединены газопроводы, идущие от газовода, и трубопроводы горючего, другие концы которых соединены с выходом из насоса горючего, выход из насоса горючего через сильфон соединен с основным коллектором камеры сгорания. Рассмотрен турбонасосный агрегат. Изобретение обеспечивает улучшение управления вектором тяги. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и горючем, например, на углеводородном горючем и жидком кислороде.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.

Недостаток - двигатель не имеет систем регулирования вектора тяги и управления по крену.

Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Это двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего, и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород) не являются самовоспламеняющимися.

Известен жидкостный ракетный двигатель и ТНА по патенту РФ на изобретение №2318129, 2008, 9 с., прототип.

Этот жидкостный ракетный двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания

Этот ТНА содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно и содержащие, в свою очередь, каждый, по меньшей мере, одно центробежное рабочее колесо, магнитную муфту.

Недостатки: сложность схемы и плохая управляемость ракетой, на которой двигатель установлен.

Задачи создания изобретения - улучшение управлением вектором тяги и управление ракетой, на которой двигатель установлен по крену, и уменьшение влияния гироскопического эффекта ТНА на управляемость двигателя.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, отличающийся тем, что камера сгорания шарнирно закреплена на силовой раме и закреплена с возможностью качания в двух плоскостях, он снабжен с двумя парами сопел крена, к которым подсоединены газопроводы, идущие от газовода, турбонасосный агрегат прикреплен к раме при помощи тяг, ниже нижнего среза камеры сгорания концентрично ей установлено нижнее силовое кольцо, имеющее диаметр больше, чем нижний срез камеры сгорания, к нему прикреплены сопла крена, к которым подсоединены газопроводы, идущие от газовода, и трубопроводы горючего, другие концы которых соединены с выходом из насоса горючего, выход из насоса горючего через сильфон соединен с основным коллектором камеры сгорания. Между газоводом и камерой сгорания установлен сильфон. ЖРД содержит два привода, например, в виде гидроцилиндров, прикрепленных шарнирно к силовой раме, на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому прикреплены штоки приводов.

Решение указанных задач достигнуто в турбонасосном агрегате, содержащем турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно, и содержащие, в свою очередь, каждый, по меньшей мере, одно центробежное рабочее колесо, магнитную муфту, тем, что каждый из насосов окислителя, горючего и дополнительный насос горючего содержат, по меньшей мере, один шнек, внешний и внутренние валы, при этом рабочее колесо турбины установлено на внутреннем валу, насос окислителя выполнен двухступенчатым, обе ступени выполнены шнекоцентробежными, а между шнеком и центробежным рабочим колесом второй ступени насоса окислителя установлена гидротурбина, закрепленная на внешнем валу, который проходит внутри центробежного рабочего колеса первой ступени и соединен со шнеком первой ступени двухступенчатого насоса, шнек имеет внешнее бандажное кольцо, жестко соединенное с центробежным рабочим колесом второй ступени насоса, при этом первое рабочее колесо насоса окислителя связано с внутренним валом через магнитную муфту. Внутренний и внешний валы выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Внутренний вал выполнен составным, состоящим из двух частей. Части внутреннего вала соединены через редуктор или мультипликатор с возможностью их вращения в противоположные стороны. Шнек насоса горючего жестко установлен на внутреннем валу. Шнек насоса горючего связан с внутренним валом через магнитную муфту.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…5, где:

- на фиг.1 приведена схема трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя,

- на фиг.2 приведен вид А, фиг.1,

- на фиг.3 приведена схема ТНА,

- на фиг.4 приведен разрез Б-Б, фиг.1,

- на фиг.5 приведена схема соединения частей внутреннего вала через зубчатую передачу (редуктор или мультипликатор), вид В, фиг.1.

Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…5), содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 3 и турбонасосный агрегат 4, подстыкованный к газогенератору 3 посредством газовода 5, содержащий, в свою очередь, турбину 6, насос окислителя 7, насос горючего 8 и дополнительный насос горючего 9, две пары сопел крена 10, установленные попарно и оппозитно на трехходовых кранах 11, имеющих приводы 12. К трехходовым кранам 11 подсоединен газопровод 13, идущий от газовода 5. Турбонасосный агрегат 4 закреплен на раме 1 при помощи стяжек 14. Сопла крена 10 вместе с трехходовыми кранами 11 закреплены на нижнем силовом кольце 15, жестко связанном с силовой рамой 1. К соплам крена 10 подсоединены трубопроводы горючего 16 (четыре трубопровода), которые соединены с общим трубопроводом 16. Выход из насоса горючего 8 соединен трубопроводом 17 с входом в дополнительный насос горючего 9. К трубопроводу 16 подсоединен общий трубопровод 16. В четырех трубопроводах горючего 16 установлены пускоотсечные клапаны 18. Выход из насоса горючего 8 также через пускоотсечной клапан 19 и сильфон 20 трубопроводом 21 соединен с основным коллектором 22 камеры сгорания 2. Между газоводом 5 и камерой сгорания 2 установлен гибкий сильфон 23. Двигатель содержит два привода 24, установленных во взаимно перепендикулярных плоскостях камеры сгорания 2, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 25, прикрепленных шарнирами 26 к силовой раме 1, и имеющих штоки 27. На камере сгорания 1 выполнено силовое кольцо 28, к которому прикреплены штоки 27 приводов 24. Приводы 24 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания.

Выход из насоса окислителя 7 трубопроводом окислителя 29, содержащим пуско-отсечной клапан окислителя 30, соединен с газогенератором 3. Также выход из дополнительного насоса горючего 9 трубопроводом горючего 31, содержащим пускоотсечной клапан горючего 32, соединен с газогенератором 3. На газогенераторе 3 и на камере сгорания 1 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 33. Двигатель оборудован системой продувки, которая включает в себя емкость 34, трубопровод 35 с клапаном продувки 36. Газовод 5 подсоединен к главному топливному коллектору 22. Кроме того, двигатель оборудован блоком управления 37, который электрическими связями 38 соединен с запальными устройствами 33 и с клапанами 18, 19, 30, 32, 36 и приводами 12.

Особенностью двигателя (фиг.1 и 2) является то, что ТНА 4 закреплен на силовой раме 1 при помощи тяг 39, а камера сгорания 2 - при помощи основного шарнира 40, выполненного на продольной оси камеры сгорания 2, конкретно - на газоводе 5, соединяющем выход из турбины 6 и вход в камеру сгорания 2.

Нижнее силовое кольцо 15 также жестко связано с силовой рамой 1, например, при помощи тяг 41 или стрингеров, входящих в силовую схему ракеты (на фиг.1…5 не показано).

Конструкция ТНА 4 приведена на фиг.2. ТНА 4, как отмечалось ранее, содержит турбину 6 и три насоса: насос окислителя 7, насос горючего 8 и дополнительный насос горючего 9. ТНА 4 выполнен двухвальным и содержит внутренний вал 42 и внешний вал 43, установленные в подшипниках 44.

Турбина 6 размещена под газогенератором 3 (в рабочем положении двигателя) и содержит корпус 45, рабочее колесо 46, установленное на внутреннем валу 42 и выполненное с рабочими лопатками 47, сопловые лопатки 48, установленные перед рабочими лопатками 47. К корпусу 45 подсоединен выхлопной патрубок 49 с полостью 50.

Все насосы выполнены центробежными. Насос окислителя 7 выполнен около турбины 6 и содержит две ступени: первую ступень 51 и вторую ступень 52.

Первая ступень 51 насоса окислителя 7 содержит центробежное рабочее колесо 53 со ступицей 54, шнек 55 и бандажное кольцо 56, которое установлено между шнеком 55 и центробежным рабочим колесом 53. Центробежное рабочее колесо 53 и шнек 55 установлены в корпусе 57. К корпусу 57 подстыкован входной корпус 58 с полостью 59, Центробежное рабочее колесо 53 первой ступени 51 насоса окислителя 7 связан с внутренним валом 42 через магнитную муфту 60.

Вторая ступень 52 насоса окислителя 7 содержит центробежное рабочее колесо 61, со ступицей 62, шнек 63 с внешним бандажным кольцом 64, которое соединено с центробежным рабочим колесом 61. Между шнеком 63 и центробежным рабочим колесом 61 установлена гидротурбина 63, которая жестко соединена с внешним валом 43. Шнек 63, гидротурбина 65 и центробежное рабочее колесо 61 установлены в корпусе 66. К корпусу 66 подстыкован выходной корпус 67 с полостью 68. К выходу этой ступени подсоединены промежуточный корпус 69, соединяющий вход первой ступени 51 и вход второй ступени 52. Между гидротурбиной 65 и центробежным рабочим колесом 61 установлено фрикционное кольцо 70.

Внутренний и внешний валы 42 и 43 выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны за счет соответствующего профилирования гидротурбины 65 (наклона ее лопаток). Это уменьшить гироскопический момент при вращении центробежных колес. Соответственно это улучшит управляемость вектором тяги двигателя.

Насос горючего 8 содержит центробежное рабочее колесо 71 со ступицей 72, шнек 73, установленный перед центробежным рабочим колесом 71, корпус 74, к которому подстыкован входной корпус 75 с полостью 76 и выходной корпус 77 с полостью 78. Возможны два варианта установки шнека 73 или на внутреннем валу 42, или он соединен с внутренним валом 42 через магнитную муфту 79. Во втором варианте исполнения между шнеком 73 и центробежным рабочим колесом 71 установлено фрикционное кольцо 80.

Дополнительный насос горючего 9 содержит центробежное рабочее колесо 81 со ступицей 82, установленной на внутреннем валу 42 в корпусе 83, к которому подстыкован входной корпус 84 с полостью 85 и выходной корпус 86 с полостью 87.

Внутренний вал 42 может быть выполнен составным и состоять из двух частей: первая часть 88 (со стороны турбины 6) и вторая часть 89. Части внутреннего вала 88 и 89 могут быть соединены шлицевой рессорой 90 (фиг.1) или зубчатой передачей 91, например, через редуктор или мультипликатор (фиг.4). Предпочтительно выполнить соединение частей вала 88 и 89 с возможностью вращения в противоположные стороны за счет схемы зубчатой передачи 91 (фиг.4).

Все центробежные рабочие колеса имеют передние и задние уплотнения, соответственно 92 и 93, при этом под задним уплотнением 93 выполнены разгрузочные полости 94, предназначенные для разгрузки осевых сил. Подшипники 44 уплотнены по валам 42 и 43 уплотнениями 95 (фиг.1).

Конструкция магнитной муфты 60 приведена на фиг.4. Магнитная муфта 60 содержит ведущую и ведомую полумуфты, соответственно 96 и 97, с постоянными магнитами 98, закрепленными на них. При этом функцию ведущей полумуфты 96 выполняет часть внутреннего вала 42, а функцию ведомой полумуфты 97 - ступица 54 центробежного рабочего колеса 53. Участок внешнего вала 43 между постоянными магнитами 98 или весь вал 43 должен быть выполнен из магнитопроницаемого материала, например, из немагнитной стали. Современные технологии позволяют, используя небольшие по габаритам постоянные магниты, передавать мощности 10…50 МВт, что достаточно для привода насосов самых мощных ЖРД.

Конструкция магнитной муфты 60 аналогичная, но для обеспечения пониженной частоты вращения шнека 73 в этой магнитной муфте следует специально применить маломощные постоянные магниты 98. В этом случае магнитная муфта 60 будет работать с проскальзыванием.

Возможный вариант конструкции зубчатой передачи 91 приведен на фиг.5.

Зубчатая передача 91 в этом варианте исполнения предназначена для передачи вращающего момента с первой части вала 88 к второй части вала 89. На первой части вала 88 установлена ведущая шестерня 99, а на второй части вала 89 - ведущая шестерня 100. Кроме того, зубчатая передача 91 содержит промежуточные шестерни 101, 102 и 103. Шестерни 102 и 103 жестко закреплены на валу 104. Шестерня 101 установлена на валу 105 и предназначена для реверсирования вращения, т.е. обеспечивает противоположное вращение частей валов 88 и 89 и одновременно увеличивает скорость вращения второй части вала 89.

ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД И ТНА
Тяга двигателя (двухкамерного) земная, те 200
Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс 250
Давление в камере сгорания, кгс/см2 500
Давление в газогенераторе, кгс/см2 600
Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см2 700
Давление на выходе из насоса горючего, кгс/см2 750
Давление на выходе из дополнительного насоса горючего, кгс/см2 1200
Мощность ТНА, МВт 300
Частота вращения внутреннего вала ТНА, об/мин 60000
Частота вращения внешнего вала ТНА, об/мин 30000
Частота вращения шнека насоса горючего, об/мин 20000
Частота вращения центробежного рабочего колеса насоса горючего, об/мин 80000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель жидкий кислород
Горючее керосин
Вес двигателя, пустого, кГс 1700

Двигатель запускается следующим образом. Окислитель (предпочтительно жидкий кислород). В качестве горючего предпочтительно использовать углеводородное горючее (керосин).

В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 37 по электрическим каналам связи 38 подается команда на ракетные клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг.1…5 не показаны). После заливки насосов окислителя 7 и горючего 8 открывают пускоотсечные клапаны 18, 30 и 32, установленные за насосом окислителя 7, после насоса горючего 8 и после дополнительного насоса горючего 9. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 3, где воспламеняются. Газогенераторный газ и горючее подаются в камеру сгорания 2. Горючее охлаждает камеру сгорания 2, проходя через зазор «Г», между ее оболочками, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 2 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 3. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 33.

После запуска турбонасосного агрегата 4 газогенераторный газ подается из газогенератора 3 в сопловые лопатки 48 и рабочие лопатки 47, раскручивается рабочее колесо 46, внутренний вал 42 с центробежным рабочим колесом 52 и центробежным рабочим колесом 71. Давление окислителя и горючего в полостях 68, 78 и 87 возрастает. Поток окислителя раскручивает гидротурбину 65, которая раскручивает внешний вал 43, который приводит во вращение шнек 55 и через магнитную муфту 60 - центробежное рабочее колесо 53.

Шнек 55 повышает давление окислителя на входе в центробежное рабочее колесо 53, шнек 63 - на входе в центробежное рабочее колесо 71, тем самым предотвращает кавитацию на входах в центробежные рабочие колеса. Кавитационные свойства шнеков всегда лучше, чем у центробежных рабочих колес. Для значительного улучшения кавитационных свойств шнеки и схема их установки выполнены так, чтобы они работали с частотой вращения n2, меньшей, чем частота вращения центробежных рабочих колес, в 2…3 раза, что технически несложно за счет проектирования гидротурбины 65 пониженной мощности, например, за счет уменьшения габаритов и углов установки лопаток. Это также благоприятно скажется на весовых характеристиках ТНА.

При этом центробежное рабочее колесо 53 первой ступени 51 насоса окислителя 7 вращается с такой же угловой скоростью, что и рабочее колесо 46 турбины 6, т.е. со скоростью n1 вращения внутреннего вала 42, что позволило значительно уменьшить габариты и вес насоса горючего и дополнительного насоса горючего.

При выключении двигателя закрывают пускоотсечные клапаны 18, 30 и 32 и открывают продувочный клапан 36 (фиг.1). Инертный газ из емкости 34 по трубопроводу 35 подается в зазор «Г» между стенками камеры сгорания 2.

Для управления по крену трехходовые краны 11 устанавливают в одно из трех положений (открыто вправо, открыто влево или закрыто) и открывают два противоположно установленных пускоотсечных клапана 18 (фиг.2). Горючее и газогенераторный газ поступают в два сопла крена 10 из четырех, возникает крутящий момент, который передается на нижнее силовое кольцо 15 и далее - на раму 1.

Применение новой конструкции ракетного двигателя позволило:

Улучшить управляемость ракетой по углам рыскания, тангажа и крена за счет:

- оптимальной схемы размещения питания топливом сопел крена и также использования дожигания газогенераторного газа в соплах крена по аналогии с дожиганием в камере сгорания,

- исключить влияние гироскопического эффекта вращающихся деталей ТНА на управляемость вектором тяги.

Улучшить удельные характеристики ЖРД при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракетного двигателя.

Применение нового ТНА позволило, кроме того, что практически исключить вредный гироскопический эффект на управление ракетой:

1. Значительно улучшить кавитационные свойства обоих насосов и обеих ступеней двухступенчатого (двухступенчатых) насосов за счет применения шнеков на входе во все центробежные рабочие колеса насосов и уменьшения скоростей вращения шнеков за счет раздельно привода в двухвальной схеме.

2. Обеспечить разгрузку осевых сил валов за счет сосной компоновки турбины и насосов, применения задних уплотнений, формирующих разгрузочные полости.

3. Спроектировать турбонасосный агрегат очень большой мощности за счет повышения частоты вращения центробежных рабочих колес обоих насосов до предельно допустимых по прочности.

4. Предотвратить срыв потока перекачиваемых компонентов ракетного топлива в насосах вследствие кавитации на их входах.

5. Создать турбонасосный агрегат с минимальным весом и габаритами при большом напоре и производительности за счет применения максимальных угловых скоростей центробежных рабочих колес обоих насосов, применения многоступенчатой схемы одного или двух основных насосов (насоса окислителя и насоса горючего).

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, отличающийся тем, что камера сгорания шарнирно закреплена на силовой раме и закреплена с возможностью качания в двух плоскостях, он снабжен двумя парами сопел крена, к которым подсоединены газопроводы, идущие от газовода, турбонасосный агрегат прикреплен к раме при помощи тяг, ниже нижнего среза камеры сгорания концентрично ей установлено силовое кольцо, имеющее диаметр больше, чем нижний срез камеры сгорания, к нему прикреплены сопла крена, к которым подсоединены газопроводы, идущие от газовода, и трубопроводы горючего, другие концы которых соединены с выходом из насоса горючего, выход из насоса горючего через сильфон соединен с основным коллектором камеры сгорания.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что между газоводом и камерой сгорания установлен сильфон.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он содержит два привода, например, в виде гидроцилиндров, прикрепленных шарнирно к силовой раме, на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому прикреплены штоки приводов.

4. Турбонасосный агрегат, содержащий турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно, и содержащие, в свою очередь, каждый, по меньшей мере, одно центробежное рабочее колесо, магнитную муфту, отличающийся тем, что каждый из насосов окислителя, горючего и дополнительного насоса горючего содержит, по меньшей мере, один шнек, внешний и внутренний валы, при этом рабочее колесо турбины установленно на внутреннем валу, насос окислителя выполнен двухступенчатым, обе ступени выполнены шнекоцентробежными, а между шнеком и центробежным рабочим колесом второй ступени насоса окислителя установлена гидротурбина, закрепленная на внешнем валу, который проходит внутри центробежного рабочего колеса первой ступени и соединен со шнеком первой ступени двухступенчатого насоса, шнек имеет внешнее бандажное кольцо, жестко соединенное с центробежным рабочим колесом второй ступени насоса, при этом первое рабочее колесо насоса окислителя связано с внутренним валом через магнитную муфту.

5. Турбонасосный агрегат по п.4, отличающийся тем, что внутренний и внешний валы выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.

6. Турбонасосный агрегат по п.4, отличающийся тем, что внутренний вал выполнен составным, состоящим из двух частей.

7. Турбонасосный агрегат по п.6, отличающийся тем, что части внутреннего вала соединены через редуктор или мультипликатор с возможностью их вращения в противоположные стороны.

8. Турбонасосный агрегат по любому из пп.4-7, отличающийся тем, что шнек насоса горючего жестко установлен на внутреннем валу.

9. Турбонасосный агрегат по любому из пп.4-7, отличающийся тем, что шнек насоса горючего связан с внутренним валом через магнитную муфту.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления вектором тяги жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в ракетной технике для турбонасосных агрегатов жидкостного ракетного двигателя (ТНА ЖРД). .

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к турбонасосным агрегатам для жидкостных ракетных двигателей (ТНА ЖРД) Турбонасосный агрегат ЖРД, содержащий турбину, первое, второе и третье центробежные рабочие колеса центробежных насосов окислителя горючего и дополнительного насоса горючего, при этом турбина выполнена трехступенчатой с тремя рабочими колесами, установленными соответственно на внешнем, промежуточном и среднем валах, центробежные насосы окислителя и горючего выполнены со шнеками, установленными перед центробежными рабочими колесами, при этом внешний вал соединен с первым центробежным рабочим колесом, находящимся ближе к турбине, промежуточный вал соединен с первым шнеком и вторым центробежным рабочим колесом, а внутренний вал соединен со вторым шнеком и третьим центробежным рабочим колесом, насосы горючего и дополнительный насос горючего соединены трубопроводом.

Изобретение относится к конструкциям бесконтактных уплотнений по валу быстроходных турбонасосных агрегатов (ТНА) и может быть использовано в специальном энергомашиностроении, например для ракетной техники.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, конкретно - к ракетным двигателям кислородно-керосинового класса. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, на углеводородном горючем и на жидком водороде.

Изобретение относится к ракетной технике, к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбона-сосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей, в том числе работающих на криогенных компонентах

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к турбонасосному агрегату жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя

Изобретение относится к ракетному двигателестроению

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях

Изобретение относится к ракетной технике, в частности жидкостным ракетным двигателям

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзведных перелетов с жидкостным ракетным двигателем, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену
Наверх