Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель



Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2484286:

Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде. В кислородно-водородном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата (ТНА), в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, при этом он дополнительно содержит, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины всех ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегаты окислителя и горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД и уменьшение затрат на запуск ракеты. 20 з.п. ф-лы, 20 ил.

 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающим преимущественно на водороде и кислороде, 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. Не исключено применение предложенной конструкции для ЖРД, работающих на других компонентах топлива, например при использовании в качестве горючего метана, но в этом случае достигнутый технический результат будет значительно меньше.

Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2183759, МПК F02K 9/28, опубл. 20.06.2002 г. Этот кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель предназначен для использования в транспортных космических системах. Двигатель включает камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные турбонасосные агрегаты. Кислородный насос одного турбонасосного агрегата снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием. Водородный насос другого турбонасосного агрегата снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива. Выходная полость турбины турбонасосного агрегата кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода турбонасосного агрегата водорода. Изобретение позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя и уменьшить его габариты при неизменной степени расширения сопла за счет повышения давления в камере, достигаемого повышением давления за насосом первого турбонасосного агрегата.

Недостатком является невозможность реализовать двигатель с давлением в камере сгорания более 250 кгс/см2 из-за того, что давление водорода, имеющего очень низкую плотность, не может быть повышено до 800-1000 кгс/см2 даже в многоступенчатом насосе.

Известен кислородно-водородный ЖРД по патенту РФ №2129222, МПК F02K 9/28, опубл. 20.04.1999 г. прототип. Двигатель предназначен для использования в области ракетостроения. Он содержит камеру, газогенератор, основной и вспомогательный турбонасосные агрегаты, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. Основной турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу главный кислородный насос, дополнительный кислородный насос, водородный насос и турбину. Вспомогательный турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу водородный насос и турбину. Главный кислородный насос соединен трубопроводом с головкой камеры. Дополнительный насос своим выходом соединен трубопроводами с головкой газогенератора и со входом гидравлической турбины кислородного бустерного насосного агрегата. Выход водородного насоса основного турбонасосного агрегата соединен с головкой газогенератора. Входы и выходы турбин основного и вспомогательного агрегатов соединены трубопроводами соответственно с выходом газогенератора и с головкой камеры. Выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных агрегатов соединены со входом соответствующих насосов основного и вспомогательного турбонасосных агрегатов. Для увеличения мощности турбин основного и вспомогательного агрегатов выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен с головкой камеры. Для повышения давления в камере с использованием для привода турбин водорода, протекающего через охлаждающий тракт камеры, выход водородного насоса вспомогательного агрегата соединен трубопроводом со входом охлаждающего тракта камеры, выход охлаждающего тракта камеры - с головкой газогенератора. Для улучшения антикавитационных качеств главного кислородного насоса на валу вспомогательного агрегата установлен параллельный кислородный насос. Использование изобретения улучшает энергомассовые характеристики двигательной установки с кислородно-водородными двигателями за счет увеличения тяги двигателей.

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 превысят 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).

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

Решение указанных задач достигнуто в кислородно-водородном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, тем, что согласно изобретению он дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегат окислителя и все турбонасосные агрегаты 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 ТНА горючего - с входом в насос горючего дополнительного ТНА горючего, выход из насоса горючего последнего дополнительного ТНА горючего соединен с нижним коллектором, выход из третьего верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с входом в третью основную турбину, а выход из основной турбины последнего ТНА соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель может содержать датчики числа оборотов валов турбонасосных агрегатов, соединенные электрической связью с бортовым компьютером. Турбонасосные агрегаты установлены в плоскостях симметрично относительно продольной оси камеры сгорания и разнесены на 90° и их продольные оси параллельны продольной оси камеры сгорания. Валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбонасосные агрегаты выполнены одинакового веса. На камере сгорания выполнено верхнее силовое кольцо, к которому подсоединены одна или две пары приводов для управления вектором тяги. Газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего установлен над второй основной турбиной. Газовод выполнен П-образной формы со скругленными углами. Трубопровод газифицированного горючего выполнен прямолинейным. Боковая стенка газогенератора горючего выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель содержит, по меньшей мере, один дополнительный баллон сжатого воздуха с дополнительным трубопроводом высокого давления, дополнительный пусковой клапан. Крепление всех ТНА может быть выполнено к нижнему силовому кольцу, которое выполнено на сопле, 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…20, где

- на фиг.1 приведена упрощенная пневмогидравлическая схема кислородно-водородного ЖРД,

- на фиг.2 приведена пневмогидравлическая схема ЖРД,

- на фиг.3 приведена конструктивная схема кислородно-водородного ЖРД,

- на фиг.4 приведена конструкция камеры сгорания,

- на фиг.5 приведен ТНА окислителя,

- на фиг.6 приведен ТНА горючего (водорода),

- на фиг.7 приведен первый дополнительный ТНА горючего,

- на фиг.8 приведен второй дополнительный ТНА горючего,

- на фиг.9 приведена схема наземного запуска,

- на фиг 10 приведена система многократного запуска ЖРД,

- на фиг.11 приведен вид в плане,

- на фиг.12 приведена схема качания ЖРД в одной плоскости,

- на фиг.13 приведена схема качания ЖРД в двух плоскостях,

- на фиг.14 приведена электрическая схема ЖРД,

- 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,

- на фиг.19 приведена схема управления вектором тяги ЖРД,

- на фиг.20 приведены графики изменения температуры продуктов сгорания горючего (преимущественно водорода) в основных турбинах горючего.

Водородный жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…20) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3, турбонасосный агрегат горючего 4 и, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат горючего.

Для примера приведен кислородно-водородный ЖРД с двумя дополнительными ТНА горючего: первый дополнительный ТНА горючего 5 и второй турбонасосный агрегат горючего 6.

Камера сгорания 1 (фиг.1…4) 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, второй 13 и третий 14. Как сужающаяся 9, так и расширяющаяся 10 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат (фиг.2) 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 первую основную турбину 18, встроенный в ТНА газогенератор окислителя 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21 и первую пусковую турбину 22.

ТНА горючего 4 содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.

Первый дополнительный ТНА горючего 5 содержит третью основную турбину 27, первый дополнительный газогенератор горючего 28, первый дополнительный насос горючего 29 и третью пусковую турбину 30. Второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит второй дополнительный газогенератор горючего 31, четвертую основную турбину 32, второй дополнительный насос горючего 33 и четвертую пусковую турбину 34.

Предложенный ЖРД работает на двух компонентах ракетного топлива:

- окислителе, жидком кислороде - «О»,

- горючем, водороде «Г».

Все компоненты ракетного топлива хранятся в топливных баках:

Горючее (водород) хранится в баке горючего 35 и подводится к соответствующему ТНА горючего 4 при помощи трубопровода горючего 36, содержащего ракетный клапан горючего 37. К баку горючего 35 в верхней части присоединен трубопровод наддува 38 с клапаном наддува 39.

Окислитель (кислород) хранится в баке окислителя 40, который трубопроводом окислителя 41, содержащим ракетный клапан окислителя 42, соединен с ТНА окислителя 3. К верхней части бака окислителя 40 присоединен трубопровод наддува 43 с клапаном наддува 44.

Основной особенностью предложенного кислородно-водородного ЖРД является то, что все насосы всех ТНА горючего в приведенном примере ТНА 4…6 соединены последовательно по линии жидкого горючего, а все основные турбины всех ТНА горючего 4…6 соединены последовательно по линии газифицированного горючего.

Соединение насосов 25 и 29 ТНА 4 и 5 по линии жидкого водорода выполнено трубопроводом 45, а соединение насосов 29 и 33 ТНА 5 и 6 по линии горючего выполнено трубопроводом 46.

К выходу из второго дополнительного насоса горючего 33 параллельно присоединены три системы:

- система охлаждения сопла 2, т.е. выход из второго дополнительного насоса горючего 33 трубопроводом 47, содержащим клапан 48, соединен с нижним коллектором 11 для обеспечения охлаждения сопла 2 камеры сгорания 1,

- система питания камеры сгорания жидким горючим, а именно выход из второго дополнительного насоса горючего 33 трубопроводом 49, содержащим клапан 50, соединен с вторым верхним коллектором 13,

- система питания горючим газогенератора окислителя 19 ТНА окислителя 3, которая содержит подсоединенный к выходу из второго дополнительного насоса горючего 33 трубопровод 51 с регулятором расхода горючего 52, имеющим привод 53, и клапаном 54 присоединен ко входу в газогенератор окислителя 19.

Система питания горючим (водородом) газогенератора горючего 23 ТНА горючего 4 выполнена последовательно с системой регенеративного охлаждения сопла 2. Она содержит трубопровод 55 с клапаном 56. Вход трубопровода 55 соединен с третьим верхним коллектором 14. Выход трубопровода 55 присоединен к входу в газогенератор горючего 23.

Выход газогенератора горючего 23 соединен с входом в газогенератор горючего 28, выход которого соединен со входом во вторую основную турбину 24, а выход из второй основной турбины 24 газоводом 57 соединен с входом в третью основную турбину 27, выход из нее газоводом 58 соединен со входом во второй дополнительный газогенератор горючего 31, выход которого соединен с входом в четвертую основную турбину 32, а выход их четвертой основной турбины 32 газоводом 59, содержащим клапан 60, соединен с первым верхним коллектором 12.

Выход из первой основной турбины 18 газоводом 61 соединен с полостью 62 головки 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 горючего. Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу окислителя 63, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 64 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 горючего 4 и первого и второго дополнительного ТНА горючего 5 и 6. Для питания газогенератора окислителя 19 горючим, как отмечалось ранее, насос горючего 33 трубопроводом 51, содержащим регулятор расхода 52 с приводом 53 и клапан 54, соединен с газогенератором окислителя 19.

Газогенератор горючего 23 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25, как отмечалось ранее, трубопроводом горючего 55, содержащим клапан 56, соединен с газогенератором первого горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 65, содержащим регулятор расхода окислителя 66 с приводом 67 и клапан 68, соединен с газогенератором горючего 23. Выход из газогенератора горючего 23 соединен с входом во вторую основную турбину 24.

Первый дополнительный газогенератор горючего 28 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 69, содержащим регулятор расхода окислителя 70 с приводом 71 и клапан 72, соединен с первым дополнительным газогенератором горючего 28. Выход из первого дополнительного газогенератора горючего 28 соединен с входом в третью основную турбину 27.

Второй дополнительный газогенератор горючего 31 также имеет системы питания горючим и окислителем. Для подачи горючего выход из насоса горючего 25 трубопроводом горючего 55, содержащим клапан 56, соединен с газогенератором первого горючего 23. Для подачи окислителя выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 71, содержащим регулятор расхода окислителя 74 с приводом 75 и клапан 76, соединен с вторым газогенератором горючего 31. Выход из второго газогенератора горючего 31 соединен с входом во вторую основную турбину 32.

Камера сгорания

Далее более подробно описана конструкция камеры сгорания 1 (фиг.4).

Камера сгорания 1 имеет верхнее и нижнее силовые кольца 77 и 78 (фиг.2). Внутри камеры сгорания 1 (фиг.3) выполнены верхняя плита 79, средняя плита 80 и внутренняя плита 81 с зазорами (полостью) между ними 82 и 83. Выше верхней плиты 79, как упоминалось раньше, выполнена полость 62. Полость 82 сообщается с полостью первого верхнего коллектора 12, полость 83 - с полостью второго верхнего коллектора 13, зазор 17 - с полостью третьего коллектора 14. Внутри головки 7 камеры сгорания 1 установлены форсунки кислого газа 84, форсунки жидкого горючего 85 и форсунки газифицированного горючего 86. Форсунки кислого газа 84 сообщают полость 62 с внутренней полостью 87 камеры сгорания 1. Форсунки жидкого горючего 85 сообщают полость 82 с внутренней полостью 87, форсунки газифицированного горючего 86 сообщают полость 83 с внутренней полостью 87. На головке 7 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 88.

На газоводе 58, на продольной оси камеры сгорания 1 выполнен центральный шарнир 89, содержащий неподвижную часть 90 и подвижную часть 91. Центральный шарнир 89 может быть выполнен цилиндрическим для обеспечения качания камеры сгорания 1 в одной плоскости или сферическим для обеспечения качания в двух плоскостях. Центральный шарнир 89 закреплен на силовой раме 92, которая установлена внутри корпуса ракеты 93 (фиг.1 и 2). Для обеспечения качания камеры сгорания 1 применен один или два привода 94 (возможно применение четырех приводов 94). В качестве привода 94 может быть использован гидроцилиндр 95, который при помощи шарнира 96 присоединен с одной стороны к силовой раме 92, а с другой - при помощи шарнира 97 на верхнем силовом кольце 77. Верхнее силовое кольцо 77 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 95 трубопроводами 98 и 99 присоединен гидрораспределитель 100, к которому присоединен насос 101 (фиг.2).

Система продувки содержит баллон инертного газа 102, который трубопроводом 103, содержащим клапан 104, соединен с нижним коллектором 11.

Подробное описание турбонасосных агрегатов

Далее приведено более подробное описание всех четырех ТНА 3…6 (фиг.5…8).

Всего в схеме ЖРД приведено четыре ТНА различной конструкции:

- турбонасосный агрегат окислителя ТНА 3,

- турбонасосный агрегат горючего 4,

- первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5,

- второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего 6.

Турбонасосный агрегат окислителя

Турбонасосный агрегат окислителя 3 (фиг.5), как упоминалось ранее, содержит первую основную турбину 18, газогенератор окислителя 19, насос окислителя 20, дополнительный насос окислителя 21, первую пусковую турбину 22. Первая основная турбина 18 содержит входной корпус 105 с полостью 106, сопловой аппарат 107, рабочее колесо 108, выходной корпус 109 с полостью 110 и выходным обтекателем 111.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 112, установленный на опорах 113, 114 и 115, на нем установлен первый датчик частоты вращения 116. Газогенератор окислителя 19 (фиг.5) содержит боковую стенку 117, выполненную из двух оболочек: внутренней 118 и внешней 119 с зазором 120 между ними. На боковой стенке 117 выполнен коллектор 121, полость которого сообщается с зазором 120. Газогенератор окислителя 19 содержит головку 122 с полостью 123 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 124 и 125. Форсунки окислителя 124 сообщают полость 123 с внутренней полостью 126, а форсунки горючего 125 сообщают полость 127, которая выполнена у нижнего торца газогенератора окислителя 19 над его головкой 122 и соединена с зазором 120 с внутренней полостью 126. Между газогенератором окислителя 19 и валом 112 выполнена изоляция 128. Газогенератор окислителя 19 имеет запальное устройство 129. К газогенератору окислителя 19, конкретно к полости 123 внутри головки 122 присоединен трубопровод окислителя 63. Другой конец трубопровода окислителя 63 соединен с выходом из насоса окислителя 20.

Окислитель в газогенератор окислителя 19 подается по трубопроводу 63, который соединяет выход из насоса окислителя 20 с газогенератором окислителя 19. Выход из насоса окислителя 20 также трубопроводом 64 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 горючего 23 выход из дополнительного насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 65, содержащим регулятор расхода окислителя 66 с приводом 67 и клапан 68, соединен с газогенератором горючего 23. К газогенератору окислителя 19, конкретно к коллектору 121 присоединен трубопровод горючего 51, содержащий регулятор расхода горючего 52 с приводом 53 и клапан горючего 54, другой конец подсоединен к второму турбонасосному агрегату второго горючего 6, конкретно - выходу из насоса горючего 25.

Первая пусковая турбина 22 содержит входной корпус 130 с полостью 131,сопловой аппарат 132, рабочее колесо 133, выходной корпус 134 с полостью 135. К выходу из пусковой турбины 22 присоединена выхлопная труба 136. К входному корпусу 130 первой пусковой турбины 22 присоединен трубопровод высокого давления 137 с первым пусковым клапаном 138.

Турбонасосный агрегат горючего

Турбонасосный агрегат горючего 4 (фиг.6), как было приведено ранее, содержит встроенный газогенератор горючего 23, вторую основную турбину 24, насос горючего 25 и вторую пусковую турбину 26.

Газогенератор горючего 23 установлен соосно с ТНА горючего 4 над второй основной турбиной 24. Газогенератор горючего 23 (фиг.6) содержит боковую стенку 139, выполненную из двух оболочек: внутренней 140 и внешней 141 с зазором 142 между ними. На боковой стенке 139 выполнен коллектор 143. Газогенератор горючего 23 содержит головку 144 с полостью 145 внутри нее, внешнюю и внутреннюю плиты 146 и 147 соответственно и полость 148 между ними, а также форсунки окислителя и жидкого горючего, соответственно, 149 и 150. Форсунки окислителя 149 сообщают полость 145 с внутренней полостью 151, а форсунки жидкого горючего 150 сообщают полость 148, которая соединена с зазором 142 с внутренней полостью 151. Газогенератор горючего 23 имеет запальное устройство 152. ТНА 4 имеет вал 153, установленный на опорах 154, 155 и 156. На валу 153 установлен второй датчик частоты вращения 157.

Вторая основная турбина 24 содержит входной корпус 158 с полостью 159, сопловой аппарат 160, рабочее колесо 161, выходной корпус 162 с полостью 163.

Вторая пусковая турбина 26 содержит входной корпус 164 с полостью 165, сопловой аппарат 166, рабочее колесо 167, выходной корпус 168 с полостью 169. К выходу из второй пусковой турбины 26 присоединена выхлопная труба 170. К входному корпусу 164 второй пусковой турбины 26 присоединен трубопровод высокого давления 171 с вторым пусковым клапаном 172.

ТНА горючего 4 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 173, выполненное внутри вала 153, и радиальные отверстия 174 и 175, выходящие соответственно в полости 176 и 177.

Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего

Первый дополнительный турбонасосный агрегат горючего 5 (фиг.7), как было указано ранее, содержит третью основную турбину 27, первый дополнительный газогенератор горючего 28, насос горючего 29 и третью пусковую турбину 30

Третья основная турбина 27 содержит, в свою очередь, входной корпус 178 с полостью 179, сопловой аппарат 180, рабочее колесо 181, выходной корпус 182 с полостью 183 и выходным обтекателем 184.

Турбонасосный агрегат окислителя 3 содержит вал 185, установленный на опорах 186, 187 и 188, на нем установлен первый датчик частоты вращения 189. Первый дополнительный газогенератор горючего 28 содержит (фиг.7) боковую стенку 190, выполненную из двух оболочек: внутренней 191 и внешней 192 с зазором 193 между ними. На боковой стенке 190 выполнен коллектор 194, полость которого сообщается с зазором 193. Первый дополнительный газогенератор горючего 28 содержит головку 195 с полостью 196 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 197 и 198. Форсунки окислителя 197 сообщают полость 196 с внутренней полостью 199, а форсунки горючего 198 сообщают полость 200, которая выполнена у нижнего торца газогенератора горючего 23 над его головкой 195 и соединена с зазором 193 с внутренней полостью 199. Между газогенератором горючего 28 и валом 185 выполнена теплоизоляция 201. Газогенератор горючего 28 имеет запальное устройство 202.

Третья пусковая турбина 30 содержит входной корпус 203 с полостью 204, сопловой аппарат 205 и рабочее колесо 206, выходной корпус 207 с полостью 208 и раскручивающим аппаратом 209. К третьей пусковой турбине 30 присоединена выхлопная труба 210.

ТНА горючего 5 имеет систему охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит осевое отверстие 211, выполненное внутри вала 185, и радиальные отверстия 212 и 213, выходящие соответственно в полости 214 и 215.

Система запуска третьей пусковой турбины содержит трубопровод высокого давления 216 и третий пусковой клапан 217.

Второй дополнительный турбонасосный агрегат горючего

Второй дополнительный ТНА горючего 6 (фиг.8), как упоминалось ранее, содержит второй дополнительный газогенератор горючего 31, четвертую основную турбину 32, второй дополнительный насос горючего 33 и четвертую пусковую турбину 34.

Второй дополнительный газогенератор горючего 31 содержит головку 218 с полостью 219 и форсунки окислителя и горючего, соответственно, 220 и 221.

Кроме того, второй дополнительный газогенератор горючего 31 содержит (фиг.8) боковую стенку 222, выполненную из двух оболочек: внутренней 223 и внешней 224 с зазором 225 между ними. На боковой стенке 222 выполнен коллектор 226, полость которого сообщается с зазором 225.

Форсунки окислителя 220 сообщают полость 219 с внутренней полостью 227, а форсунки горючего 221 сообщают полость 228, которая выполнена у нижнего торца газогенератора горючего 31 над его головкой 218 и соединена с зазором 225 с внутренней полостью 227. Газогенератор горючего 31 имеет запальное устройство 229.

Четвертая основная турбина 32 содержит, в свою очередь, входной корпус 230 с полостью 231, входной обтекатель 232, сопловой аппарат 233, рабочее колесо 234, спрямляющий аппарат 235, выходной корпус 236 с полостью 237.

Кроме того, второй дополнительный ТНА горючего 6 содержит насос горючего 33, четвертую пусковую турбину 34 с входным корпусом 238 с полостью 239, сопловой аппарат 240, рабочее колесо 241, спрямляющий аппарат 242, выходной корпус 243 с полостью 244 и выходным обтекателем 245. К выходному корпусу 243 присоединена выхлопная труба 246. Второй дополнительный ТНА горючего 6 имеет вал 247. Вал 247 установлен на опорах 248 и 249. На валу 247 этого ТНА установлен четвертый датчик частоты вращения 250. ТНА горючего 6 оборудован системой охлаждения опор. Система охлаждения опор содержит выполненное внутри вала осевое отверстие 251 и радиальные отверстия 252 и 253. Эти отверстия сообщают осевое отверстие 251 с полостями 254 и 255, в которых установлены опоры 248 и 249.

Для ускорения и стабилизации процесса запуска второго дополнительного ТНА горючего 6 предназначена четвертая пусковая турбина 34, которая работает на сжатом воздухе (газе), который трубопроводом высокого давления 256, содержащим бортовой пусковой клапан 257, соединен с входным корпусом 238, точнее с полостью 239 четвертой пусковой турбины 34.

Система запуска ЖРД

Для запуска предложенного ЖРД, особенно если он установлен на первой ступени ракеты, целесообразно использовать наземную систему запуска, содержащую наземный баллон 258, наземный трубопровод 259, наземный клапан 260, быстроразъемное соединение 261 и обратный клапан 262 (фиг.10) Быстроразъемное соединение 261 выполнено на торце ракеты (линия разъема), а обратный клапан 262 - на ракете.

Система повторного запуска ЖРД

ЖРД может быть оборудован системой повторного запуска, которая содержит дополнительный баллон 263, дополнительный трубопровод 264 с дополнительным клапаном 265, подключенным к трубопроводам высокого давления 137, 171, 216 и 256 (фиг.9).

Система продувки ЖРД

Система продувки ЖРД приведена на фиг.2 и содержит, как упоминалось ранее, баллон инертного газа 102, к которому присоединены трубопроводы продувки 103 с клапаном продувки 104. Трубопровод продувки 103 присоединен к нижнему коллектору 11. Система продувки обеспечивает продувку магистралей горючего.

Система управления ЖРД

На ЖРД установлен бортовой компьютер 266 (фиг.2 и 14), к которому электрическими связями 267 присоединены все датчики, клапаны и регуляторы, а также все запальные устройства. К бортовому компьютеру 266 электрическими связями 267 (фиг.14) подключены:

- пусковые клапаны 138, 172, 217, 257, 260 и 265,

- запальные устройства 129, 152, 202, 229 и 88,

- ракетные клапаны 37 и 42,

- клапаны 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72, 76 и 104,

- привод 53 регулятора расхода горючего 52, привод 71 регулятора расхода окислителя 70, привод 75 регулятора расхода окислителя 74, привод 67 регулятора расхода окислителя 66,

- датчики частоты вращения 116, 157, 189 и 250.

Крепление турбонасосных агрегатов

Крепление всех ТНА 3…6 выполнено при помощи тяг 268…271, соответственно (фиг.13…16). На расширяющейся части 10 сопла 2 (фиг.15) или на критической части (в месте стыка сужающейся части 9 и расширяющейся части 10) фиг.16 выполнен нижний силовой пояс 78, к которому крепятся при помощи шарниров 272 тяги 268…271. К ТНА 3…6 тяги 268…271 крепятся при помощи шарниров 273. ТНА 3…6 может быть установлены параллельно продольной оси камеры сгорания (фиг.15 и 16) или под углом к ней (фиг.17). При этом все ТНА 3…6 могут быть установлены под одинаковыми углами к оси камеры сгорания. Возможно крепление всех ТНА при помощи пар тяг (фиг.18).

Такая схема крепления исключит влияние температурных напряжений в ТНА 3…6 на силовые нагрузки на сопло 2 и влияние гироскопического момента (сил Кориолиса) при маневрировании ракеты.

Система управления вектором тяги

Система управления вектором тяги, как упоминалось ранее, включает центральный шарнир 89 и один или два привода 94 (возможно применение четырех приводов 94). В качестве привода 94 может быть использован гидроцилиндр 95, который при помощи шарнира 96 присоединен с одной стороны к силовой раме 92, а с другой - при помощи шарнира 97 на верхнем силовом кольце 77. Верхнее силовое кольцо 77 может быть установлено на головке 7 или цилиндрической части 8 камеры сгорания 1. К гидроцилиндру 95 трубопроводами 98 и 99 присоединен гидрораспределитель 100, к которому присоединен насос 101 (фиг.2).

В состав этой системы входят сильфоны 274 и 275, установленные соответственно в трубопроводах 36 и 41 (фиг.5 и 6). На фиг.20 приведены графики изменения температуры продуктов сгорания в основных турбинах 24, 29 и 32 в прототипе и в предложенном ЖРД 274 и 275, соответственно.

Работа ЖРД

1. Запуск ЖРД

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом. Открывают клапаны наддува 37 и 44, включают наддув, потом открывают ракетные клапаны 37 и 42 (фиг.1 и 2). Окислитель и горючее из баков 35 и 40 поступают во все ТНА 3…6.

Открывают пусковые клапаны 138, 172, 217, 257 и 260 (фиг.3 и 14) и сжатый воздух (газ) из наземного баллона сжатого воздуха 258 (фиг.3) по трубопроводам 137, 171, 216, 259 и 264 поступает в первую, вторую, третью и четвертую пусковые турбины 22, 26, 30 и 34 и раскручивает валы 153, 247, 112 и 85. Датчики частоты вращения 116, 157, 188 и 250 контролируют процесс запуска ЖРД в динамике и в работе. Потом открывают клапаны 48, 50, 54, 56, 60, 68, 72 и 76. Окислитель и горючее поступают в газогенераторы 19, 23, 28 и 31. Потом с бортового компьютера 266 по линии связи 267 подают сигнал на запальные устройства камеры сгорания 88 и всех газогенераторов 120, 151, 202 и 228 (фиг.14). Компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в четырех газогенераторах 19, 23, 28 и 31, где сгорают в первом с избытком окислителя, а во втором - с избытком горючего. Газифицированное горючее и кислый газогенераторный газ поступают в камеру сгорания 1, точнее в ее внутреннюю полость 87, где воспламеняются при помощи запальных устройств 88. Горючее перед этим нагревается в зазоре 15, охлаждая внутреннюю стенку 13 сопла 2 до 100…200°С. В дальнейшем температура продуктов неполного сгорания горючего повышается до 1200…1500°С в газогенераторе горючего 28, но уменьшается до 900…1000°С, но быстро восстанавливается в третьей основной турбине 27, потом в четвертой основной турбине 31 (линия 277, фиг.20).

2. Регулирование ЖРД

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляют привод 53 регулятора расхода горючего 52, привод 71 регулятора расхода окислителя 70 и привод 75 регулятора расхода окислителя 74 и привод 67 регулятора расхода окислителя 66, используя заранее запрограммированные сигналы с компьютера 266, передаваемые по электрическим связям 267.

Применение двух и боле турбонасосных агрегатов горючего позволит повысить давление в камере сгорания. Это можно считать самым существенным преимуществом предложенной схемы по сравнению с прототипом.

3. Управление вектором тяги

Управление вектором тяги осуществляется посредством поворота камеры сгорания 1 относительно центрального шарнира 89 при помощи привода (приводов) качания 94.

Приводы качания 94 могут использоваться парно для повышения надежности. Симметричное расположение двух пар ТНА 3…6 относительно продольной оси камеры сгорания 1, одинаковый вес ТНА 3…6 и вращение пар валов 118, 155, 186 и 247 в разные стороны повышает точность управления ракетой, так как исключает влияние асимметрии веса и гироскопических от вращения роторов ТНА моментов на управление.

4. Выключение ЖРД

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов горючего и окислителя открывают клапан продувки 104 и инертным газом из баллона 102 продувают камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.

5. Повторное включение

Для повторного включения открывают дополнительный пусковой клапан 265 и сжатый воздух по дополнительному трубопроводу 264 из дополнительного баллона 263 подается в пусковые турбины 22, 26, 30 и 32, которые раскручивают ТНА 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 ТНА и насосов второго горючего за счет применения трех последовательно соединенных ТНА горючего (водорода или метана, или другого криогенного или высококипящего горючего).

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

1. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата (ТНА), в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, отличающийся тем, что он дополнительно содержит, по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегат окислителя и все турбонасосные агрегаты горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами.

2. Кислородно-водородный 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 ТНА горючего - с входом в насос горючего дополнительного ТНА горючего, выход из насоса горючего последнего дополнительного ТНА горючего соединен с нижним коллектором, выход из третьего верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с входом в третью основную турбину, а выход из основной турбины последнего ТНА соединен с первым верхним коллектором.

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

4. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания.

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

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

7. Кислородно-водородный 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. Кислородно-водородный 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. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что валы турбонасосных агрегатов выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.

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

11. Кислородно-водородный 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. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газогенератор окислителя установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя.

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

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

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

16. Кислородно-водородный 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. Кислородно-водородный 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. Кислородно-водородный 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. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель по п.18, отличающийся тем, что крепление всех ТНА выполнено к расширяющейся части сопла.

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

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



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей. .

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 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.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, согласно изобретению турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги. Изобретение обеспечивает снижение динамических нагрузок на ТНА с одновременным увеличением тяги. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостной ракетный двигатель, содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания. Выход из насоса окислителя соединен с камерой сгорания трубопроводом, содержащим клапан окислителя. Выход из насоса горючего соединен трубопроводами с главным и верхним коллекторами горючего. Турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена осевыми отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла и второй зоны камеры сгорания. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение надежности. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх