Турбонасосный агрегат ракетного двигателя



Турбонасосный агрегат ракетного двигателя
Турбонасосный агрегат ракетного двигателя
Турбонасосный агрегат ракетного двигателя
Турбонасосный агрегат ракетного двигателя
Турбонасосный агрегат ракетного двигателя
Турбонасосный агрегат ракетного двигателя
Турбонасосный агрегат ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2481489:

Болотина Марина Николаевна (RU)
Болотин Николай Борисович (RU)
Нефедова Елена Николаевна (RU)
Нефедова Марина Леонардовна (RU)

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей. В турбонасосном агрегате, содержащем турбину и установленные соосно с ней насосы окислителя и горючего, содержащие каждый одно центробежное рабочее колесо и шнек, внешний и внутренний валы, рабочее колесо турбины установлено на внутреннем валу. Насос окислителя выполнен двухступенчатым, причем обе ступени выполнены шнекоцентробежными, а между шнеком и рабочим колесом второй ступени насоса установлена гидротурбина, закрепленная на внешнем валу, который проходит внутри центробежного рабочего колеса первой ступени и соединен со шнеком первой ступени насоса, шнек имеет внешнее бандажное кольцо, жестко соединенное с центробежным рабочим колесом второй ступени первого насоса, при этом первое рабочее колесо насоса связано с внутренним валом через магнитную муфту, между насосами окислителя и горючего выполнен редуктор, в корпусе которого установлен дополнительный насос горючего, внутренние валы насосов окислителя и горючего соединены рессорой, с внутренним валом насоса горючего через редуктор соединен вал дополнительного насоса горючего. Изобретение обеспечивает улучшение кавитационных свойств насосов с минимальным весом турбонасосного агрегата и разгрузку осевых сил внутреннего и внешнего валов. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано для перекачки компонентов ракетного топлива, как высококипящих, так и криогенных, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей.

Известен шнекоцентробежный насос по патенту РФ на изобретение №2094660, содержащий разъемный корпус, центробежные рабочие колеса (крыльчатки), шнек, вал и опорные узлы в виде подшипников скольжения и качения. Насос имеет плохие кавитационные свойства.

Известен шнекоцентробежный насос по патенту РФ №2106534, 10.03.1998. Этот шнекоцентробежный насос содержит корпус, крыльчатку и шнек, установленные на валу. Шнек улучшает кавитационные свойства насоса, т.к. он обладает лучшими кавитационными свойствами, чем центробежная крыльчатка. Шнек обеспечивает повышение кавитационных свойств насоса, но он механически связан с рабочим колесом насоса и имеет с ним одинаковую угловую скорость вращения. Это не позволяет эксплуатировать насос на очень больших оборотах, например 40 - 100 тыс.об/мин, поэтому такие насосы в настоящее время не применяются.

Известен турбонасосный агрегат по патенту РФ №2300021, который содержит многоступенчатый центробежный насос и одноступенчатую турбину. Для уменьшения габаритов насос и турбина спроектированы на максимально допустимую по прочности частоту вращения ротора ТНА. При этом кавитационные качества насоса ухудшаются.

Известен турбонасосный агрегат (ТНА) по патенту РФ на изобретение №2083881. Этот ТНА содержит многоступенчатый центробежный насос и двухступенчатую турбину, соединенные валом, установленным на подшипниках в корпусах.

Недостатки: плохие кавитационные качества центробежного насоса, особенно при его работе на больших частотах вращения, а также плохая разгрузка осевых сил. При подводе газа в турбину со стороны, противоположной входу в насос, осевые силы, действующие на ротор турбины и ротор насоса, направлены в одну сторону, т.е. складываются по абсолютному значению.

Известен турбонасосный многоступенчатый агрегат, содержащий корпус с передней крышкой и всасывающим патрубком, установленные в корпусе на подшипниках два коаксиально расположенных вала с кольцевой полостью между ними, на каждом из которых установлено рабочее колесо (патент Великобритании №775547, кл.110 (1), 1953).

Недостатком известного устройства является низкая надежность работы, увеличенные габариты и вес. Отсутствие средства для уменьшения колебаний валов, возникающих во время работы из-за наличия вибраций конструкции и пульсаций в покое перекачиваемого компонента, приводит к снижению надежности валов в работе. Для увеличения прочности валов приходится увеличивать их диаметральные размеры и толщину цилиндрической части, особенно наружного вала. При этом растут диаметральные размеры установленных на валах роторных деталей, а вместе с ними и диаметральные размеры корпусов. Это приводит к росту габаритов и веса агрегатов.

Наиболее близким к изобретению является турбонасосный агрегат ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение №2232300, 10.07.2004. Этот ТНА содержит турбину и два насоса для перекачки компонентов ракетного топлива: окислителя и горючего. Насосы выполнены шнекоцентробежными и содержат центробежные рабочие колеса и установленные перед ними шнеки.

Недостатками известного ТНА являются относительно плохие кавитационные свойства насосов и их большие габариты, вследствие того, что первая ступень первого насоса (от турбины), приводимая в действие гидротурбиной, имеет небольшую частоту вращения и, как следствие, большие габариты и небольшой напор. Кроме того, перепуск компонентов ракетного топлива на вход в насосы плохо влияет на их кавитационные качества. Не проработана разгрузка осевых сил для двух валов: внешнего и внутреннего для насосов окислителя и горючего.

Задачами создания изобретения являются улучшение кавитационных свойств насосов при обеспечении минимального веса турбонасосного агрегата и обеспечение разгрузки осевых сил внутреннего и внешнего валов.

Решение указанных задач достигнуто в турбонасосном агрегате ракетного двигателя, содержащем турбину и установленные соосно с ней насосы окислителя и горючего, содержащие, в свою очередь, каждый, по меньшей мере, одно центробежное рабочее колесо и, по меньшей мере, один шнек, внешний и внутренний валы, рабочее колесо турбины установлено на внутреннем валу, насос окислителя выполнен двухступенчатым, причем обе ступени выполнены шнекоцентробежными, а между шнеком и рабочим колесом второй ступени двухступенчатого насоса 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 первого насоса, при этом первое рабочее колесо двухступенчатого насоса связано с внутренним валом через магнитную муфту, отличающееся тем, что между насосами окислителя и горючего выполнен редуктор, в корпусе которого установлен дополнительный насос горючего, внутренние валы насосов окислителя и горючего соединены рессорой, с внутренним валом насоса горючего через редуктор соединен вал дополнительного насоса горючего. Шнек второго насоса может быть жестко установлен на внутреннем валу. Шнек второго насоса может быть связан с внутренним валом через магнитную муфту.

Сущность изобретения поясняется чертежами фиг.1-7, где:

на фиг.1 приведен общий продольный разрез турбонасосного агрегата;

на фиг.2 продольный разрез насоса окислителя

на фиг.3 - конструкция первой ступени первого насоса;

на фиг.4 - конструкция турбины и второй ступени первого насоса;

на фиг.5 - конструкция второго насоса,

на фиг.6 - конструкция дополнительного насоса горючего, вид А,

на фиг.7 - разрез В-В на фиг.3.

Турбонасосный агрегат (фиг.1-7) содержит турбину 1, насос окислителя 2 и насос горючего 3, установленные соосно.

По меньшей мере, один из насосов 2 или 3 выполнен двухступенчатым и содержит на примере насоса окислителя первую и вторую ступени 4 и 5 соответственно. Насос окислителя 2 содержит два вала: внутренний 6 и внешний 7, установленные в подшипниках 8. Между валами 6 и 7 выполнен радиальный зазор «С» для прохода части перекачиваемого продукта (компонента ракетного топлива), предназначенного для смазки подшипников 8. Отверстие «D» сообщается с зазором «С» между валами 6 и 7. Насосы окислителя и горючего 2 и 3 выполнены центробежными, точнее шнекоцентробежными.

Первая ступень 4 двухступенчатого насоса окислителя 2 (фиг.2) содержит установленное с возможностью окружного проскальзывания на внешнем валу 7 центробежное рабочее колесо 9 со ступицей 10. Также в состав первой ступени 4 входит шнек 11, который жестко связан с внешним валом 7. Центробежное рабочее колесо 9 установлено в корпусе 12. К корпусу 12 подстыкован входной патрубок 13 с входной полостью 14. Во входном патрубке 13 выполнены отверстия, соединяющие полость 14 и зазор. Первое центробежное рабочее колесо 9 связано с внутренним валом 6 через магнитную муфту 15.

Вторая ступень 5 первого насоса 2 (фиг.3) содержит жестко установленное на внутреннем валу 6 второе центробежное рабочее колесо 16, имеющее ступицу 17. Второе центробежное рабочее колесо 16 установлено в корпусе 18. К корпусу 18 подстыкован переходный корпус 19, при этом полость на выходе из первой ступени 4 насоса 2 соединена с полостью внутри корпуса 19, выполненной на входе во вторую ступень 5 насоса 2. К корпусу 18 подстыкован выходной патрубок 20 с выходной полостью 21. Вторая ступень 5 содержит шнек 22, имеющий внешнее бандажное кольцо 23, жестко связанное с центробежным рабочим колесом 16. Между шнеком 22 и рабочим колесом 16 установлена гидротурбина 24 (точнее ее рабочее колесо), жестко соединенная с внешним валом 7.

Насос горючего 3 (фиг.1) также выполнен двухступенчатым и содержит две ступени 25 и 26. Первая ступень 25 содержит первое центробежное рабочее колесо 27 со ступицей 28, установленное на внешнем валу 29 и жестко соединенное с ним, например, посредством шпонки или шлицов. Первая ступень 27 также содержит шнек 30, при этом шнек 30 жестко установлен на внешнем валу 29. Центробежное рабочее колесо 27 и шнек 30 установлены в корпусе 31. К корпусу 31 подстыкованы входной патрубок 32 с полостью 33.. Центробежное рабочее колесо 34 второй ступени 26 установлено на внутреннем валу 35, и оба установлены в корпусе 36. Перед центробежным рабочим колесом 34 установлен шнек 37. Заодно с корпусом 36 может быть выполнен выходной корпус 38.

В выходном корпусе 38 выполнено отверстие 39.

Внутренние валы 6 и 35 соединены рессорой 40. Редуктор 41 соединяет внешний вал 29 с внутренним валом 34 насоса горючего 3. Редуктор 41 содержит корпус 42. В корпусе 42 выполнен дополнительный насос горючего 43, содержащий центробежное рабочее колесо 44 с валом 45, установленным на двух подшипниках 47 и 48. На валу 45 установлена ведомая шестерня, соединенная с редуктором 41. Вал 45 и центробежное рабочее колесо 44 соединены болтом 49. Между подшипниками 47 и 48 установлена втулка 50 с перегородкой 51, уплотненной по валу 45 уплотнением 52. Для смазки подшипников 47 и 48, а также редуктора 41 используется горючее высокого давления, отбираемое из полости 38. Для строгого дозирования расхода этого горючего в перегородке 51 выполнены дозирующие жиклеры 53 (фиг.6)..

Турбина 1 может быть выполнена одноступенчатой или многоступенчатой. Далее приведен пример исполнения ТНА с одноступенчатой турбиной 1 (фиг 4). Турбина 1 содержит закрепленное на внутреннем валу 6 рабочее колесо 54 рабочими лопатками 55. Перед рабочими лопатками 55 закреплен сопловой аппарат 56. Турбина 1 имеет корпус 57, к которому подсоединен входной патрубок 58 с полостью 59 и выходной патрубок 60 с полостью 61.

Насосы окислителя и горючего 2 и 3 имеют передние и задние уплотнения, соответственно 62 и 63, на всех центробежных рабочих колесах. Под задними уплотнениями 63 сформированы разгрузочные полости 64. Валы 6 и 7 уплотнены относительно подшипников 8 уплотнениями 65. Между шнеками и центробежными рабочими колесами, вращающимися с различными скоростями, установлены фрикционные кольца 66.

Конструкция магнитной муфты 15 приведена на фиг.7. Магнитная муфта 15 содержит ведущую и ведомую полумуфты, соответственно 67 и 68, с постоянными магнитами 69, закрепленными на них. При этом функцию ведущей полумуфты 67 выполняет часть внешнего вала 7, а функцию ведомой полумуфты 68 - ступица 10 центробежного рабочего колеса 9 с постоянными магнитами 69. Участок внешнего вала 7 между постоянными магнитами 69 или весь вал 7 должен быть выполнен из магнитопроницаемого материала, например из немагнитной стали, для обеспечения передачи магнитного потока. Современные технологии позволяют, используя небольшие по габаритам постоянные магниты 69, передавать мощности 10 - 50 МВт, что достаточно для привода насосов самых мощных ЖРД. Конструкция магнитной муфты 70 наоса горючего 3 аналогична конструкции магнитной муфты 15. Выход из насоса горючего 3 соединен с входом в дополнительный насос горючего 43 трубопроводом 71 (фиг.1 и 3).

Внешний вал 29 уплотнен со стороны входа в насос горючего уплотнением 72. Между подшипником 8 и уплотнением 72 во внешнем валу выполнено радиальное отверстие 73 (фиг.1).

РАБОТА ТНА

При запуске турбонасосного агрегата газ подается через входной патрубок 58 внутрь полости 59 турбины 1 и проходит через сопловой аппарат 56 и рабочие лопатки 55, раскручивается внутренний вал 6 насоса окислителя 2 и внутренний вал 45 насоса горючего 3. При этом раскручиваются центробежное рабочее колесо 16 и центробежное рабочее колесо 34. Давление окислителя в полости 21 возрастает. Поток окислителя раскручивает гидротурбину 24, которая раскручивает внешний вал 7, который приводит в движение шнек 11. Центробежное рабочее колесо 9 приводит во вращение внутренний вал 6 через магнитную муфту 15. Шнек 11 повышает давление на входе в центробежное рабочее колесо 9, тем самым предотвращая кавитацию на его входе. Кавитационные свойства шнеков всегда лучше, чем у центробежных рабочих колес. Для значительного улучшения кавитационных свойств шнека 11 он спроектирован так, чтобы работал с частотой вращения n2, меньшей, чем частота вращения n1 центробежного рабочего колеса 9, в 2 - 3 раза, что технически несложно за счет проектирования гидротурбины 24 пониженной мощности, например за счет уменьшения ее габаритов. Это также благоприятно скажется на весовых характеристиках ТНА. При этом центробежное рабочее колесо 9 первой ступени 4 первого насоса 2 вращается с такой же угловой скоростью, что и рабочее колесо 54 турбины 1, т.е. со скоростью n1. Это позволяет значительно уменьшить диаметральные габариты этого центробежного колеса и получить на нем больший напор, чем в том же центробежном рабочем колесе у прототипа. Кроме того, осуществлять привод центробежного рабочего колеса и шнека при помощи маломощной гидротурбины, как это реализовано в прототипе, весьма проблематично.

Внешний вал 29 приводится от внутреннего вала 35 через редуктор 41, снижающий его частоту вращения в 2 - 3 раза для улучшения кавитационных свойств насоса горючего 3. С этой же целю выполнены уплотнение 72 и отверстие 73, которые значительно уменьшают перепуск подогретого горючего на вход насоса горючего 3 (фиг.1).

Применение изобретения позволяет:

1. Значительно улучшить кавитационные свойства насосов окислителя и горючего 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 раздельного привода в двухвальной схеме и перепуска подогретых компонентов не на входы в насосы, а после них.

2. Обеспечить очень высокое давление для части расхода одного из компонентов ракетного топлива (горючего) при помощи дополнительного насоса, имеющего большую частоту вращения за счет связи с валом горючего через мультипликатор, повышающий скорость вращения.

3. Обеспечить надежное охлаждение всех подшипников, мультипликатора и других контактирующих деталей ТНА.

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

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

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

7. 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 обоих насосов и применения привода дополнительного насоса горючего через шестерню, повышающую его частоту вращения..

1. Турбонасосный агрегат ракетного двигателя, содержащий турбину и установленные соосно с ней насосы окислителя и горючего, содержащие, в свою очередь, каждый, по меньшей мере, одно центробежное рабочее колесо и, по меньшей мере, один шнек, внешний и внутренний валы, рабочее колесо турбины установлено на внутреннем валу, насос окислителя выполнен двухступенчатым, причем обе ступени выполнены шнекоцентробежными, а между шнеком и рабочим колесом второй ступени двухступенчатого насоса 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 первого насоса, при этом первое рабочее колесо двухступенчатого насоса связано с внутренним валом через магнитную муфту, отличающийся тем, что между насосами окислителя и горючего выполнен редуктор, в корпусе которого установлен дополнительный насос горючего, внутренние валы насосов окислителя и горючего соединены рессорой, с внутренним валом насоса горючего через редуктор соединен вал дополнительного насоса горючего.

2. Турбонасосный агрегат ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что шнек второго насоса жестко установлен на внутреннем валу.

3. Турбонасосный агрегат по п.1, отличающийся тем, что шнек второго насоса связан с внутренним валом через магнитную муфту.



 

Похожие патенты:

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

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 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.

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, включающий установленные на валу 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, при этом турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена внутри первой зоны камеры сгорания. Выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапаны окислителя, с камерой сгорания. Центральный форсуночный блок выполнен пустотелым, и его полость соединена осевым отверстием, проходящим внутри вала турбонасосного агрегата, с входом в дополнительный насос горючего. Изобретение обеспечивает уменьшение его поперечного габарита и веса. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх