Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2450153:

Ефимочкин Александр Фролович (RU)
Вовчаренко Константин Иванович (RU)

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в своем составе камеру с форсуночной головкой и рубашкой охлаждения, ТНА с насосами и двухступенчатой турбиной, питаемой газифицированным в рубашке охлаждения камеры компонентом топлива, при этом полость между первой и второй ступенью турбины ТНА сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу. Изобретение обеспечивает повышение надежности, энергетических характеристик за счет более рационального распределения потоков газа, питающего турбину. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одной из основных задач, стоящих при создании ЖРД, является создание, по возможности, простой конструкции в сочетании с высокими энергетическими характеристиками. Эффективным схемным решением по созданию простой конструкции двигателя является применение схемы с использованием для привода турбины насосного агрегата энергии, получаемой в охлаждающем тракте камеры. По такой схеме выполнен целый ряд ЖРД, наиболее известным из которых является двигатель RL-10 А-1 (см. "Иностранные авиационные и ракетные двигатели", ЦИАМ, 1967).

Особенностью схемы двигателя RL-10 А-1 является получение рабочего газа турбины в рубашке охлаждения камеры путем газификации горючего без газогенератора и дожигания газа после турбины в камере сгорания.

Недостатком такого схемного решения являются относительно низкие энергетические возможности, обусловленные низкой степенью понижения давления газа на турбине, которая равна:

где πт- степень понижения давления газа на турбине;

Рпто - давление компонента (газа) после тракта охлаждения;

Рвхф - давление газа на входе в форсуночную головку камеры.

Для того, чтобы повысить энергетические возможности турбины, можно применить сброс газа из турбины в зону с более низким давлением, например во входную магистраль насоса.

Известен патент на ЖРД (№ патента РФ 2187684, класс МПК F02K 9/48, № заявки 2000124910/06), где двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного ТНА насос бустерного ТНА и смеситель, при этом выход насоса основного ТНА соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом охлаждения камеры сгорания, которая, в свою очередь, связана с турбинами основного и бустерного ТНА, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является повышенный подогрев жидкого компонента на входе в насос, поскольку все неиспользованное на турбине тепло сбрасывается в зону пред насосом. При таком схемном решении появляется опасность вскипания основного потока жидкости в насосе, развития кавитационных явлений, падения напора насоса и в конечном итоге нарушение мощностного баланса ТНА.

Целью предлагаемого изобретения является достижение большей надежности, более высоких энергетических характеристик ТНА, а следовательно, и всего двигателя безгенераторной схемы за счет более рационального распределения потоков газа, питающего турбину.

Указанная цель достигается тем, что полость между первой и второй ступенью турбины сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой двигателя, приведенной на фиг.1, где представлены следующие агрегаты:

1. Камера сгорания с охлаждающим трактом;

2. Насос окислителя;

3. Насос горючего;

4. Турбина (1-я ступень);

5. Турбина (2-я ступень);

6. Смеситель.

Агрегаты управления, регулирования и бустерные насосы агрегатов для упрощения приведенной схемы не показаны.

Двигатель работает следующим образом. Окислитель поступает на вход в насос 2, из него - в форсуночную головку камеры сгорания 1. Горючее (например, жидкие водород или метан) из бака ракеты поступает на вход в насос 3 и далее в охлаждающий тракт камеры сгорания 1, где оно газифицируется. Из охлаждаемого тракта камеры газифицированное и подогретое горючее поступает на 1-ую ступень турбины, после которой основная часть горючего поступает в форсуночную головку камеры, а оставшаяся часть на 2-ую ступень турбины. После 2-ой ступени эта часть горючего подается на смеситель с низким давлением, в котором происходит его конденсация. Соотношение расходов газа, поступающего в форсуночную головку камеры и на вход в двигатель, подбирается таким образом, чтобы обеспечивался процесс конденсации газа на входе в насос без вскипания основного потока жидкости, т.е. чтобы выполнялось условие превышения давления в смеси над давлением насыщенных паров.

Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в своем составе камеру с форсуночной головкой и рубашкой охлаждения, ТНА с насосами и двухступенчатой турбиной, питаемой газифицированным в рубашке охлаждения камеры компонентом топлива, отличающийся тем, что полость между первой и второй ступенью турбины ТНА сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к турбонасосному агрегату жидкостного ракетного 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 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 ракетной технике и может быть использовано преимущественно для перекачки жидкостей в жидкостных ракетных двигателях. .

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, 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

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН

Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному

Изобретение относится к ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД
Наверх