Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель



Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2481488:

Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, три турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя, турбонасосный агрегат первого горючего, турбонасосный агрегат второго горючего с первым насосом второго горючего, все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину насосы, при этом он дополнительно содержит второй турбонасосный агрегат второго горючего со вторым насосом второго горючего, выход которого соединен трубопроводом второго горючего с входом в первый насос второго горючего, при этом турбонасосные агрегат окислителя, первого горючего и первый турбонасосный агрегат второго горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Изобретение обеспечивает повышение удельных характеристик, надежности ЖРД. 20 з.п. ф-лы, 17 ил.

 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим на трех компонентах топлива; окислителе и двух горючих, и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д. Наиболее оптимальный вариант - использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего - углеводородного - керосина, второго горючего - жидкого водорода.

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. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и 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. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

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, 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. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и, как следствие, большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.

Известен: ЖРД по патенту РФ №2302547, МКП F02K 9/48, опубл. 10.07.2007 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, также он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.

Недостатки этой конструкции следующие.

1. Форсирование ЖРД увеличением давления в камере сгорания ограничено давлением 200…250 атм. Дальнейшее увеличение давления потребует увеличения мощности турбины ТНА до сотен тыс. кВт, что теоретически возможно путем увеличения температуры газа перед турбиной ТНА, но не осуществимо из-за снижения прочности и ресурса деталей ротора турбины. Кроме того, учитывая, что в качестве второго горючего чаще всего применяют водород, имеющий очень низкую плотность, для повышения давления второго горючего необходимо применить 10…15 и более ступеней насоса. При этом габариты ТНА (длина значительно превысит габариты (преимущественно длину)) камеры сгорания. Это создаст непреодолимые трудности при компоновке ЖРД и при управлении вектором тяги.

2. В ТНА одновременно используются горючее и окислитель очень высокого давления, при их взаимодействии возможны самовоспламенение, взрыв и разрушение ТНА.

3. ЖРД допускает только одноразовое включение в полете.

4. Недостаточно эффективен контроль работы ЖРД и сложности в управлении вектором тяги.

Многоразовое включение применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракет-носителей. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично, т.к. требует иметь мощный источник энергии для запуска ЖРД (раскрутки ротора ТНА и запальников) из-за больших расходов окислителя и горючего, часто имеющих низкую температуру (для криогенных компонентов топлива).

Известен трехкомпонентный ЖРД по пат. США №4771600, кл.60-256, опубл. 1988 г. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, имеющим регенеративное охлаждение при помощи водорода и три турбонасосных агрегата, работающих на газифицированном водороде, подогретом в системе регенерации сопла.

Недостаток - относительно низкий энергетический потенциал газифицированного водорода для привода трех основных турбин трех ТНА: окислителя, первого горючего и ТНА второго горючего ЖРД, спроектированные по такой схеме могут обеспечить создание давления в камере сгорания не более 120 кгс/см2.

Этот недостаток частично устранен в трехкомпонентном ЖРД по пат РФ 2065985, МКП F02К 9/26, опубл. 27.08.1996 г., прототип.

Этот трехкомпонентный ЖРД содержит камеру сгорания с регенеративным охлаждением вторым горючим (преимущественно водородом) и один общий трехкомпонентный газогенератор, работающий на окислителе, первом и втором горючем ЖРД на определенном этапе переключается в режим работы на окислителе и втором (водороде) горючем.

Эта схема ЖРД обеспечивает работу камеры сгорания при 200…300 кгс/см2. Дальнейшее форсирование ЖРД по давлению в камере сгорания, например до 800…1000 кгс/см2, невозможно и, кроме того, двигатель, изготовленный по такой схеме будет иметь значительный вес из-за большого диаметра трубопроводов и клапанов, разводящих газогенераторный газ на три основные турбины. Кроме того, режим запуска и переключения двигателя с трех на два компонента будут проходить весьма длительно и неопределенно из-за влияния многих факторов, в первую очередь температуры компонентов ракетного топлива.

Этот двигатель имеет ряд недостатков, обусловленных несовершенством пневмогидравлической схемы.

Этот двигатель имеет ряд недостатков, обусловленных несовершенством пневмогидравлической схемы.

1. ЖРД может работать только в двух режимах: на первом и втором горючем и на втором горючем. Работать только на первом горючем ЖРД не может, так как система регенеративного охлаждения ЖРД спроектирована только для охлаждения вторым горючим (водородом). Переключение охлаждения на первое (углеводородное горючее невозможно по двум причинам: охлаждение первым горючим будет малоэффективным из-за низких скоростей первого горючего в системе регенеративного охлаждения, спроектированной для работы на втором имеющем меньшую плотность горючем, и при переключении сопло камеры сгорания останется без охлаждения.

2. Этот ЖРД должен иметь значительно переразмеренный турбонасосный агрегат второго горючего, способный кратковременно увеличить расход второго горючего в 2…3 раза (возможно и желательно более чем в 5…10 раз) при переключении режима работы ЖРД.

3. Невозможно создать ЖРД с давлением в камере сгорания более 250 кгс/м2. по следующим причинам. При увеличении расхода второго горючего через систему регенеративного охлаждения сопла в 2 раза гидравлическое сопротивление системы регенеративного охлаждения возрастет в 4 раза, а при увеличении в 3 раза - в 9 раз (в итоге при исходном гидравлическом сопротивлении регенеративной системы охлаждения 50 кгс/см2 потери давления второго горючего только в системе охлаждения достигнут 450 кгс/см2 и более, что значительно снизит реальное давление в камере сгорания. Даже если удастся спроектировать насос второго горючего на давление на выходе в 900…1000 кгс/см2, не удастся спроектировать ЖРД с давлением в камере сгорания более 300 кгс/см2.

4. Насос второго горючего на давление 800…1000 кгс/см2 получается многоступенчатым, содержащим 10…15 ступеней и более, и он имеет очень большие габариты, особенно длину. Длина ТНА второго горючего может оказаться больше длины камеры сгорания, это приведет к значительным трудностям при компоновке двигателя и сделает невозможным его качание для управления вектором тяги.

Задачей создания изобретения является значительное улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности, улучшение управляемости и уменьшение экономических затрат на запуск ракет, на которых этот ЖРД установлен.

Решение указанных задач достигнуто в трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, три турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя, турбонасосный агрегат первого горючего, турбонасосный агрегат второго горючего с первым насосом второго горючего, все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, согласно изобретению он дополнительно содержит второй турбонасосный агрегат второго горючего, с вторым насосом второго горючего, выход которого соединен трубопроводом второго горючего с входом в первый насос второго горючего, при этом турбонасосный агрегат окислителя, первого горючего и первый турбонасосный агрегат второго горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.

Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата первого горючего соединен с третьим верхним коллектором, выход из насоса второго горючего соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе, на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты могут быть установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания разнесены на 90° и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны любых двух их них. Турбонасосные агрегаты могут быть выполнены одинакового веса.

На камере сгорания может быть выполнено верхнее силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги. Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Газовод может быть выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего может быть выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенераторов первого горючего и второго горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.

Все ТНА закреплены на нижнем силовом кольце, которое выполнено на сопле камеры сгорания.

Крепление всех ТНА может быть выполнено при помощи тяг с шарнирами.

Крепление всех ТНА может быть выполнено к расширяющейся части сопла.

Крепление всех ТНА может быть выполнено к критической части сопла.

Крепление всех ТНА может быть выполнено парами тяг.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…17, где

- на фиг.1 приведена пневмо-гидравлическая схема ЖРД,

- на фиг.2 приведена конструктивная схема ЖРД,

- на фиг.3 приведена конструкция камеры сгорания,

- на фиг.4 приведен ТНА окислителя,

- на фиг.5 приведен ТНА первого горючего,

- на фиг.6 приведен ТНА второго горючего,

- на фиг.7 приведен второй ТНА второго горючего,

- на фиг.8 приведена схема коммутации запальных устройств,

- на фиг 9 приведена система запуска ЖРД,

- на фиг.10 приведен вид в плане,

- на фиг.11 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,

- на фиг.12 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,

- на фиг.13 приведена электрическая схема ЖРД,

- на фиг.14 приведена схема ЖРД, допускающего многократное включение на втором горючем,

- на фиг.15 приведена схема крепления всех ТНА к расширяющейся части сопла камеры сгорания,

- на фиг.16 приведена схема крепления всех ТНА к критическому сечению сопла,

- на фиг.17 приведена схема крепления всех ТНА, установленных под углом,

- на фиг.18 приведена схема крепления всех ТНА при помощи четырех пар тяг.

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…18) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат первого горючего 4 и турбонасосный агрегат второго горючего 5 и второй турбонасосный агрегат второго горючего 6.

Камера сгорания 1 (фиг.1 и 2) содержит головку 7 и цилиндрическую часть 8 и сопло 2. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 9 и расширяющуюся часть 10 с нижним коллектором 11. На камере сгорания 1 выполнены три верхних коллектора соответственно первый 12 и второй 13 и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки; внутреннюю стенку 15 и наружную стенку 16 с зазором 17 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 17 сообщается с полостью нижнего коллектора 11.

Краткое описание всех ТНА

Как указано ранее, предложенный двигатель содержит четыре ТНА 3…6 (фиг.1 и 2). Приведено краткое описание конструкции этих турбонасосный агрегатов - ТНА, более подробное описание турбонасосных агрегатов будет выполнено далее. ТНА окислителя 3 содержит основную турбину 18, встроенный в ТНА газогенератор 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21 и первую пусковую турбину 22. ТНА первого горючего 4 содержит встроенный газогенератор первого горючего 23, вторую основную турбину 24, насос первого горючего 25 и вторую пусковую турбину 26. Первый ТНА второго горючего 5 содержит третью основную турбину 27, встроенный в ТНА газогенератор второго горючего 28, первый насос второго горючего 29 и третью пусковую турбину 30. Второй ТНА второго горючего 6 содержит четвертую основную турбину 31, второй насос второго горючего 32 и четвертую пусковую турбину 33.

Предложенный ЖРД работает на трех компонентах ракетного топлива:

- окислителе - «О»,

- первом горючем «Г1».

Все компоненты ракетного топлива хранятся в топливных баках: баке окислителя 34, первого горючего 35 и второго горючего - 36, (фиг.1 и 2) и подводятся к соответствующим ТНА 3…5 при помощи трубопровода окислителя 37, содержащего ракетный клапан окислителя 38, трубопровода первого горючего 39, содержащего ракетный клапан первого горючего 40 и трубопровода второго горючего 41, содержащего ракетный клапан второго горючего 42.

Основной особенностью предложенного трехкомпонентного ЖРД является то, что ТНА второго горючего 5 и второй ТНА второго горючего 6 соединены последовательно по линии второго горючего трубопроводом 43, т.е. выход из первого насоса второго горючего 29 соединен со входом во второй насос второго горючего 32, выход из которого трубопроводом 44, содержащим клапан 45 соединен с нижним коллектором 11 для обеспечения охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1. Выход из первой основной турбины 18 газоводом 46 соединен со входом в головку 7 камеры сгорания 1 для подачи «кислого» газа, т.е. продуктов сгорания с избытком окислителя в камеру сгорания 1 на всех режимах работы ЖРД. Для обеспечения работоспособности газогенератора окислителя 19 он имеет системы подачи в него окислителя и второго горючего. Спроектировать газогенератор окислителя 19 для работы на первом горючем нецелесообразно, так как после переключения в ЖРД в режим работы на втором горючем потребуется переключить и газогенератор окислителя 19 на второе горючее. Это существенно усложнит схему ЖРД. Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу окислителя 47, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом окислителя 48 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата первого горючего 4 и первого ТНА второго горючего 5. Для питания газогенератора окислителя 19 вторым горючим второй насос второго горючего 32 трубопроводом второго горючего 49, содержащим регулятор расхода 50 с приводом 51 и клапан 52, соединен с газогенератором окислителя 19.

Газогенератор первого горючего 23 также имеет системы питания первым горючим и окислителем. Для подачи первого горючего выход из насоса первого горючего 25 трубопроводом первого горючего 53, содержащим клапан 54, соединен с газогенератором первого горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 55, содержащим регулятор расхода окислителя 56 с приводом 57 и клапан 58, соединен с газогенератором первого горючего 23. Выход из газогенератора газогенератором первого горючего 23. Выход из газогенератора первого горючего 23 соединен со входом во вторую основную турбину 23. Выход из второй основной турбины 24 трубопроводом 59 соединен с первым верхним коллектором 12 для подачи в камеру сгорания 1 газифицированного первого горючего.

Газогенератор второго горючего 28 также имеет системы питания вторым горючим и окислителем. Система питания вторым горючим газогенератора второго горючего 28 содержит трубопровод второго горючего 60, который соединяет третий верхний коллектор 14 с газогенератором второго горючего 28 для его полной газификации посредством сжигания со значительным избытком горючего.

Система питания окислителем газогенератора второго горючего 28 включает трубопровод окислителя 61 со вторым регулятором расхода окислителя 62 с приводом 63 и клапан 64. Выход из газогенератора второго горючего 28 соединен с входом в третью основную турбину 27, а выход из третьей основной турбины 27 трубопроводом газифицированного второго горючего 65 соединен с входом в четвертую основную турбину 31, выход из которой трубопроводом 66 соединен со вторым верхним коллектором 13 для подачи в камеру сгорания 1 газифицированного в результате неполного сгорания второго горючего. Второй ТНА второго горючего 6 не имеет газогенератора.

Камера сгорания

Далее более подробно описана конструкция камеры сгорания 1 (фиг.3). Внутри камеры сгорания 1 (фиг.3) выполнены верхняя плита 67, средняя плита 68 и внутренняя плита 69 с зазорами (полостью) между ними 70 и 71. Выше верхней плиты 67 выполнена полость 72. Полость 70 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 71 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 73 и форсунки первого горючего 74 и форсунки второго горючего 75. Форсунки окислителя 73 сообщают полость 72 с внутренней полостью 76 камеры сгорания 1. Форсунки первого горючего 74 сообщают полость 70 с внутренней полостью 76, форсунки второго горючего 75 сообщают полость 71 с внутренней полостью 76. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 77, а к ней присоединен газовод 46.

На газоводе 46 на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 78. Центральный шарнир 78 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 78 закреплен на силовой раме 79, которая установлена внутри корпуса ракеты 80 (фиг.1 и 2). Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 81. В качестве привода 81 может быть использован гидроцилиндр 82, который при помощи шарнира 83 с одной стороны к силовой раме 79, а с другой - при помощи шарнира 84 на верхнем силовом кольце 85. Верхнее силовое кольцо 85 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1.

Система продувки содержит баллон инертного газа 86, который трубопроводом 87, содержащим клапан 88, соединен с нижним коллектором 11.

Подробное описание турбонасосных агрегатов

Далее приведено более подробное описание всех четырех ТНА 3…6 (Фиг.4…7).

Всего в схеме ЖРД приведено четыре ТНА различной конструкции:

- турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3,

- турбонасосный агрегат первого горючего 4,

- первый турбонасосный агрегат второго горючего 5,

- второй турбонасосный агрегат второго горючего 6.

Турбонасосный агрегат окислителя.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.4), как упоминалось ранее, содержит первую основную турбину 18, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21, первую пусковую турбину 22. Первая основная турбина 18 содержит входной корпус с полостью 89, сопловой аппарат 91, рабочее колесо 92, выходной корпус 93 с полостью 94.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 95, установленный на опорах 96, 97 и 98, на нем установлен первый датчик частоты вращения 99. Газогенератор окислителя 19 (фиг.4) содержит боковую стенку 100, выполненную из двух оболочек: внутренней 101 и внешней 102 с зазором 103 между ними. На боковой стенке 100 выполнен коллектор 104, полость которого сообщается с зазором 103. Газогенератор окислителя 19 содержит головку 106 с полостью 107 и форсунки окислителя и первого горючего, соответственно, 108 и 109. Форсунки окислителя 108 сообщают полость 107 с внутренней полостью 110, а форсунки первого горючего 109 сообщают полость 111, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 19 над его головкой 106 и соединена с зазором 103 - с внутренней полостью 110. Между газогенератором окислителя 19 и валом 95 установлена теплоизоляция 112. Газогенератор окислителя 19 имеет запальное устройство 113. К газогенератору окислителя 19, конкретно к полости 107 внутри головки 106, присоединен трубопровод окислителя 50, содержащий клапан. Другой конец трубопровода окислителя 47 соединен с выходом из насоса окислителя 20.

Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу 47, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 47 соединен со входом в дополнительный насос окислителя 21 для подачи в него 5…10% от всего расхода окислителя, повышения его давления и использования для питания газогенераторов турбонасосного агрегата первого горючего 4 и первого ТНА второго горючего 5.

Для подачи окислителя в газогенератор первого горючего 23 выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 55, содержащим регулятор расхода окислителя 56 с приводом 57 и клапан 58, соединен с газогенератором первого горючего 23. К газогенератору окислителя 19, конкретно к коллектору 104, присоединен трубопровод высокого давления второго горючего 46, содержащий регулятор расхода горючего 47 с приводом 48 и клапан высокого давления горючего 49, другой конец подсоединен ко второму турбонасосному агрегату второго горючего 6, конкретно - выходу из второго насоса второго горючего 32.

Первая пусковая турбина 22 содержит входной корпус 114 с полостью 115, сопловой аппарат 116, рабочее колесо 117, выходной корпус 118 с полостью 119. К выходу из пусковой турбины 21 присоединена выхлопная труба 120. К входному корпусу 114 первой пусковой турбины 22 присоединен трубопровод высокого давления 121 с первым пусковым клапаном 122.

Турбонасосный агрегат первого горючего

Турбонасосный агрегат первого горючего 4 (фиг.5), как было приведено ранее, содержит встроенный газогенератор первого горючего 23, вторую основную турбину 24, насос первого горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.

Газогенератор первого горючего 23 установлен соосно с ТНА первого горючего 4 над второй основной турбиной 24. Газогенератор первого горючего 23 (фиг.5) содержит боковую стенку 123, выполненную из двух оболочек: внутренней 124 и внешней 125 с зазором 126 между ними. На боковой стенке 123 выполнен коллектор 127. Газогенератор первого горючего 23 содержит головку 128 с полостью 129 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 130 и 131 соответственно и полость 132 между ними, а также форсунки окислителя и первого горючего, соответственно, 133 и 134. Форсунки окислителя 133 сообщают полость 129 с внутренней полостью 135, а форсунки первого горючего 134 сообщают полость 132, которая соединена с зазором 126 с внутренней полостью 135. Газогенератор первого горючего 23 имеет запальное устройство 136. ТНА 4 имеет вал 137, установленный на опорах 138, 139 и 140. На валу 137 установлен датчик частоты вращения 141.

Вторая основная турбина 24 содержит входной корпус 142 с полостью 143, сопловой аппарат 144, рабочее колесо 145, выходной корпус 146 с полостью 147.

Вторая пусковая турбина 26 содержит входной корпус 148 с полостью 149, сопловой аппарат 150, рабочее колесо 151, выходной корпус 152 с полостью 153. К выходу из второй пусковой турбины 26 присоединена выхлопная труба 154. К входному корпусу 148 второй пусковой турбины 26 присоединен трубопровод высокого давления 155 с вторым пусковым клапаном 156. ТНА первого горючего имеет систему охлаждения опор.

Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 157, выполненное внутри вала 137 и радиальные отверстия 158 и 159, выходящие соответственно в полости 160 и 161.

Первый турбонасосный агрегат второго горючего

Первый турбонасосный агрегат второго горючего 5 (фиг.6), как было указано ранее, содержит третью основную турбину 27, встроенный в ТНА газогенератор второго горючего 28, первый насос второго горючего 29 и третью пусковую турбину 30.

Третья основная турбина 27 содержит, в свою очередь, входной корпус 162 с полостью 163, сопловой аппарат 164, рабочее колесо 165, выходной корпус 166 с полостью 167 и выходным обтекателем 168.

Газогенератор второго горючего 28 установлен соосно с ТНА второго горючего 5 между третьей основной турбиной 27 и первым насосом второго горючего 29. Газогенератор второго горючего 28 (фиг.6) содержит боковую стенку 169, выполненную из двух оболочек: внутренней 170 и внешней 171 с зазором 172 между ними. На боковой стенке 169 выполнен коллектор 173. Газогенератор второго горючего 28 содержит головку 174 с полостью 175 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 176 и 177 соответственно и полость 178 между ними, а также форсунки окислителя и второго горючего соответственно 179 и 180. Форсунки окислителя 179 сообщают полость 175 с внутренней полостью 181, а форсунки второго горючего 180 сообщают полость 178, которая соединена с зазором 172 с внутренней полостью 181. Газогенератор первого горючего 28 имеет запальное устройство 182 и тепловую изоляцию 183. ТНА 5 имеет вал 184, установленный на опорах 185, 186 и 187. На валу 184 установлен третий датчик частоты вращения 188.

Третья пусковая турбина 30 содержит входной корпус 189 с полостью 190, сопловой аппарат 191 и рабочее колесо 192, выходной корпус 193 с полостью 194 и раскручивающим аппаратом 195. К третей пусковой турбине 30 присоединена выхлопная труба 196.

Система запуска третьей пусковой турбины содержит трубопровод высокого давления 197 и третий пусковой клапан 198.

Второй турбонасосный агрегат второго горючего

Второй ТНА второго горючего 6 (фиг.7), как упоминалось ранее, содержит четвертую основную турбину 31, второй насос второго горючего 32 и четвертую пусковую турбину 33. Четвертая основная турбина 31 содержит, в свою очередь, входной корпус 199 с полостью 200, выходной корпус 201 с полостью 202, сопловой аппарат 203, рабочее колесо 204.

Кроме того, второй ТНА второго горючего 6 содержит второй насос второго горючего 32, четвертую пусковую турбину 33 с входным корпусом 205 с полостью 206, выходной корпус 207 с полостью 208, сопловой аппарат 209 и рабочее колесо 210. Второй ТНА второго горючего 6 имеет вал 211. Вал 211 установлен на опорах 212, 213 и 214. На валу 211 этого ТНА установлен четвертый датчик частоты вращения 215. К четвертой пусковой турбине 33 присоединена выхлопная труба 216.

Для ускорения и стабилизации процесса запуска второго ТНА второго горючего 6 предназначена четвертая пусковая турбина 33, которая работает на сжатом воздухе (газе), который трубопроводом высокого давления 217, содержащим бортовой пусковой клапан 218 соединен с входным корпусом 205, точнее с полостью 206 четвертой пусковой турбины 33.

Система запуска ЖРД

Для запуска предложенного ЖРД, особенно, если он установлен на первой ступени ракеты целесообразно использовать наземную систему запуска, содержащую наземный баллон 219, наземный трубопровод 220, наземный клапан 221, быстроразъемное соединение 222 и обратный клапан 223 (фиг.9.) Быстроразъемное соединение 222 выполнено на торце ракеты (линия разъема), а обратный клапан 223 - на ракете.

Система повторного запуска ЖРД

ЖРД может быть оборудован системой повторного запуска, которая содержит дополнительный баллон 224, дополнительный трубопровод 225 с дополнительным клапаном 226, подключенный к трубопроводам высокого давления 121, 155, 197 и 217 (фиг.9).

Система продувки ЖРД

Система продувки ЖРД приведена на фиг.1, содержит баллон инертного газа 86, к которому присоединены трубопроводы продувки 87 с клапаном продувки 88. Трубопровод продувки 87 присоединен к нижнему коллектору 11. Система продувки обеспечивает продувку магистралей первого и/или второго горючего.

Система управления ЖРД

На ЖРД установлен бортовой компьютер 227 (фиг.1 и 13), к которому электрическими связями 228 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также все запальные устройства. К бортовому компьютеру 227 электрическими связями 228 (фиг.10) подключены:

- пусковые клапаны 122, 156, 198, 218,

- запальные устройства 77, 113 и 136,

- ракетные клапаны 38, 40 и 42,

- клапаны 45, 52, 58 и 88,

- привод 57 регулятора расхода окислителя 56, привод 51 регулятора расхода второго горючего 50, привод 57 регулятора расхода окислителя 56,

- датчики частоты вращения 99, 141, 188 и 215.

Крепление турбонасосных агрегатов

Крепление всех THA 3…6 выполнено при помощи тяг 229…232 соответственно (фиг.12…14). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.12 или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10) фиг.13 выполнен нижний силовой пояс 233, к которому крепятся при помощи шарниров 234 тяги 229…232. К THA 3…6 тяги 229…232 крепятся при помощи шарниров 235. Возможно крепление всех THA при помощи пар тяг (фиг.14). Такая схема крепления исключит влияние температурных напряжений на силовые нагрузки на сопло 2 и влияние гироскопического момента (сил Кориолиса) при маневрировании ракеты.

РАБОТА ТРЕХКОМПОНЕНТНОГО ЖРД

1. Запуск ЖРД

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.

Открывают ракетные клапаны 38, 40 и 42 (фиг.1). Окислитель, первое и второе горючее из баков 34…36 поступают во все THA 3…6.

Открывают пусковые клапаны 122, 156, 198 и 218 (фиг.9) и сжатый воздух (газ) из наземного баллона сжатого воздуха 219 по трубопроводам 121, 155, 197 и 217 поступает в первую, вторую, третью и четвертую пусковые турбины 22, 26, 30 и 33 и раскручивает валы 95, 137, 184 и 211. Датчики частоты вращения контролирует процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают первый клапан горючего 40, клапан окислителя 38, клапан высокого давления горючего 45, второй клапан горючего 42, клапан высокого давления окислителя 56. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 19 и 23. Потом с бортового компьютера 227 по линии связи 228 подают сигнал на клапаны 77, 113 и 136. Компоненты ракетного топлива (первое и второе горючее и окислитель) воспламеняются в трех газогенераторах 19, 23 и 28, где сгорают в первом - с избытком окислителя, а во втором - с избытком первого горючего, в третье - с избытком второго горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 76, где воспламеняются при помощи запальных устройств 77. Горючее перед этим нагревается в зазоре 17, охлаждая внутреннюю стенку 15 сопла 2 до 100…200°С. В дальнейшем температура продуктов неполного сгорания второго горючего повышается до 1200…1500°С в газогенераторе второго горючего 28, но уменьшается до 900…1000°С во второй основной турбине 24. Тем не менее энергетического потенциала продуктов неполного сгорания второго горючего (т.е. с избытком второго горючего) будет вполне достаточно для привода четвертой основной турбины 31.

2. Регулирование ЖРД

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют приводом 63 регулятора расхода окислителя 62, привод 51 регулятора расхода второго горючего 50, привод 57 регулятора расхода окислителя 56, используя заранее запрограммированные сигналы с компьютера 227, передаваемые по электрическим связям 228.

3. Переключение ЖРД на режим работы только на втором горючем (водороде)

Переключение ЖРД в режим работы только на втором горючем (фиг.6) включает операции выключения ТНА первого горючего 4 и запуск второго ТНА второго горючего 6. По команде с бортового компьютера 227 по электрическим связям 228 подаются сигналы на закрытие клапанов 45 и 52, при этом работа ТНА первого горючего 4 прекращается. Одновременно закрывают ракетный клапан первого горючего 40. Второе горючее поступает в первый и второй ТНА второго горючего 5 и 6. Если необходимо, то работу этих ТНА форсируют. Одновременно открывают пусковой клапан 221, и сжатый воздух (газ) из бортового баллона сжатого воздуха 219 по трубопроводу высокого давления 221 поступает в полость 132 входного корпуса 206 и далее на рабочее колесо 210 четвертой пусковой турбины 33. В результате вал 211 раскручивается и начинает работать второй насос второго горючего 32. Второе горючее по трубопроводу 60 через клапан поступает в коллектор 145 и далее в газогенератор 140. Подается электрический сигнал на запальное устройство 182 и второе горючее воспламеняется в газогенераторе 28. После выхода ТНА 6 на расчетный режим, что контролируется датчиком частоты вращения 188, закрывают пусковой клапан. Второй ТНА второго горючего подает продукты неполного сгорания второго горючего по трубопроводу 140 через клапан 142 в первый или второй верхний коллекторы 12 или 13 (фиг.1 и 7).

Применение двух турбонасосных агрегатов второго горючего позволит, используя параллельные гидравлические схемы, снизить потери давления второго горючего от насосов до камеры сгорания и повысить давление в камере сгорания. Это можно считать самым существенным преимуществом предложенной схемы по сравнению с прототипом.

4. Управление вектором тяги

Управление вектором тяги осуществляется при помощи приводов качания 84. Привода качания могут использоваться парно для повышения надежности. Симметрично расположение двух ТНА 3 и 6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3 и 6 и вращение валов 211 и 95 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.

5. Выключение ЖРД

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 88 и инертным газом продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков первого и/или второго горючего.

6. Повторное включение

Для повторного включения открывают дополнительный пусковой клапан 226 и сжатый воздух по дополнительному трубопроводу 225 из дополнительного баллона 224 подается в пусковые турбины 22, 26,30 и 33, которые раскручивают THA 3…6 (фиг.9).

Применение изобретения позволит:

Значительно улучшить удельные характеристики ЖРД: удельную тягу и удельный вес:

- за счет полной газификации окислителя и горючего перед подачей в камеру сгорания, что обеспечивает большую мощность турбин и насосов и за счет значительно более высокого давление в камере сгорания (800…1000 кгс/см2) и высокую энтальпию компонентов ракетного топлива еще до подачи в камеру сгорания,

- за счет использования двух турбонасосных агрегатов второго горючего, что позволит, используя последовательные гидравлические схемы по линии второго горючего, повысить давление на выходе второго горючего до 1000 кгс/см2 и соответственно повысить давление в камере сгорания.

Повысить надежность ЖРД за счет разнесения насосов горючего и окислителя на значительное расстояние и исключение взаимного проникновения окислителя и горючего и их воспламенение.

Повысить надежность запуска ЖРД, исключив влияние внешних факторов и температуры компонентов ракетного топлива.

Уменьшить длину THA и насосов второго горючего за счет применения двух последовательно соединенных THA.

Улучшить управляемость вектором тяги ЖРД за счет использования центрального силового шарнира и симметричного расположения относительно камеры сгорания четырех THA, имеющих вес, соизмеримый с весом камеры сгорания, и приблизительно одинаковые гироскопические моменты роторов.

Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе военного. Наиболее оптимально использование ракет, оснащенных такими ЖРД для вывода на орбиту спутников систем глобального дистанционного позиционирования.

Так как двигатель обладает сверхвысокими удельными энергетическими и весовыми характеристиками, то страна, первая внедрившая этот двигатель, будет несколько сот лет обладать решающим преимуществом в ракетной технике.

Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме восстановления приоритета в мирном освоении космоса и обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы уникальной продукции во много раз, при более низкой себестоимости из-за простоты конструкции и технологичности или выводить спутники связи и систем глобального дистанционного позиционирования по международным договорам для других стран.

1. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, три турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя, турбонасосный агрегат первого горючего, турбонасосный агрегат второго горючего с первым насосом второго горючего, все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, отличающийся тем, что он дополнительно содержит второй турбонасосный агрегат второго горючего со вторым насосом второго горючего, выход которого соединен трубопроводом второго горючего с входом в первый насос второго горючего, при этом турбонасосные агрегат окислителя, первого горючего и первый турбонасосный агрегат второго горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.

2. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата первого горючего соединен с третьим верхним коллектором, выход из насоса второго горючего соединен с первым верхним коллектором.

3. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.

4. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир.

5. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен цилиндрическим.

6. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен сферическим.

7. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером.

8. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания, разнесены на 90° и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания.

9. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.

10. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса.

11. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на камере сгорания выполнено верхнее силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги.

12. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя.

13. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной.

14. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами.

15. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным.

16. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними.

17. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха с дополнительным трубопроводом высокого давления, дополнительный пусковой клапан.

18. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено к нижнему силовому кольцу, которое выполнено на сопле, при помощи тяг с шарнирами.

19. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.18, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено к расширяющейся части сопла.

20. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.18, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено к критической части сопла.

21. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.18, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено парами тяг.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способу захолаживания криогенной магистрали жидкостного ракетного двигателя при многократных включениях двигателя.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива. .

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

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

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде. .

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

Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному. .

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 ракетной технике. .

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 насосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на водороде

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде

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

Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному

Изобретение относится к подводному кораблестроению. Атомная подводная лодка содержит прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами, прочную рубку и спасательную всплывающую камеру, установленную внутри прочного корпуса под прочной рубкой, кормовую оконечность с гребным винтом со ступицей, установленной на гребном валу, соединенном с электродвигателем, и, по меньшей мере, один ядерный реактор, соединенный трубопроводами контура циркуляции с турбогенератором, который электрическим кабелем соединен с аккумуляторами и с электродвигателем, ракетный отсек. К прочному корпусу с обеих сторон прикреплены два торпедных модуля обтекаемой формы и с гребными винтами, а сверху прикреплен ракетный модуль с быстросбрасывамой торцовой заглушкой и с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения. Технический результат заключается в значительном повышении скорости движения подводной лодки в режиме атаки из надводного положения и расширении ее функциональных возможностей. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, при этом турбина выполнена внутри цилиндрической части камеры сгорания, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит дополнительные форсунки горючего на своей цилиндрической части ниже турбины. Выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапаны окислителя, с камерой сгорания. В средней части цилиндрической части камеры сгорания может быть выполнен средний коллектор. Ниже среднего коллектора может быть выполнен промежуточный коллектор, в полость которого выходят дополнительные форсунки горючего. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение затрат на его запуск. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в зенитных ракетах с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Зенитная ракета содержит головную часть, осесимметричный корпус с баками окислителя и горючего и ЖРД с камерой сгорания и турбонасосным агрегатом (ТНА), четыре радиально установленные управляющие сопла. Камера сгорания выполнена двухзонной и содержит цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, сопло с главным коллектором горючего, дополнительные форсунки горючего, кольцевой и дополнительный коллекторы. ТНА содержит турбину, насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего, верхний шаровой шарнир. Между камерой сгорания и насосом окислителя выполнен сферический шарнир с внутренним шаром и наружной сферической оболочкой. Четыре управляющих сопла соединены с первой зоной камеры сгорания трубопроводами. Изобретение позволяет повысить надежность запуска зенитной ракеты и удельные характеристики ЖРД. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к высокооборотным шнекоцентробежным насосам турбонасосных агрегатов дросселируемых жидкостных ракетных двигателей. Способ обеспечения бессрывной работы насосов турбонасосного агрегата дросселируемого жидкостного ракетного двигателя, основанный на установке перед насосами бустерных насосов, привод каждого из которых осуществляется турбиной газовой или гидравлической, при этом вход в каждую турбину гидравлически соединен с помощью трубопровода либо с выходом одного из насосов в случае гидротурбины, либо с газовым трактом, расположенным за турбиной турбонасосного агрегата, в случае газовой турбины, при этом при снижении давления на входе в насосы ниже уровня, необходимого для бессрывной работы насосов, возможного при глубоком дросселировании двигателя, осуществляют повышение напоров бустерных насосов путем подвода рабочего тела к дополнительным сопловым аппаратам со своими входными коллекторами, предварительно установленными в указанных турбинах, через трубопроводы с регулирующими устройствами. В качестве регулирующих устройств могут быть применены многопозиционные клапаны или регуляторы давления. Изобретение обеспечивает бескавитационную работу насосов турбонасосного агрегата, входящего в состав системы подачи, при работе на низких режимах. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Целью предлагаемого изобретения является повышение энергетических возможностей ЖРД, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа. Поставленная цель достигается тем, что в ЖРД, содержащем камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, согласно изобретению, выход из первой ступени турбины сообщен с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен со входом в насос одного из компонентов топлива или с окружающей средой. 2 ил.
Наверх