Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2495273:

Болотин Николай Борисович (RU)

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 жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, работающих 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 - 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, МПК7 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 опубл. 2005 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.

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 улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение затрат на запуск ракет.

Решение указанных задач достигнуто 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 двухзоной 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.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…4, где:

- на фиг.1 приведена схема ЖРД,

- на фиг.2 приведена конструкция камеры сгорания,

- на фиг.3 приведен ТНА,

- на фиг.4 приведено соединение насоса окислителя и камеры сгорания.

Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг.1…4) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат ТНА 3.

Камера сгорания 1 и ТНА 3 установлены соосно и последовательно. Камера сгорания 1 (фиг.1 и 2) содержит головку 4 и цилиндрическую часть 5.. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 6, расширяющуюся часть 7 и главный коллектор горючего 8 в нижней части. На камере сгорания 1 выполнены средний и промежуточный коллекторы 9 и 10 соответственно.

ТНА 3 содержит последовательно установленные на одном валу И снизу вверх: турбину 12, насос окислителя 13, насос горючего 14 и дополнительный насос горючего 15. Особенностью ТНА 3 является то, что турбина 12 установлена в камере сгорания 1, точнее в верху ее цилиндрической части 5. При этом камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую зону 16 и вторую 17, разделенные турбиной 12.

Турбина 12 содержит сопловой аппарат 18, рабочее колесо 19, диск 20 и спрямляющий аппарат 21. ТНА 3 имеет три опоры 22…24 и уплотнение 25 (фиг.4).

Как сужающаяся часть 6 так и расширяющаяся часть 7 сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения (фиг.1 и 2) и содержат две стенки; внутреннюю стенку 26 и наружную стенку 27 с зазором 28 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 28 сообщается с полостью 29 главного коллектора горючего 8. Внутри камеры сгорания 1 (фиг.1 и 2) выполнены верхняя плита 30, и нижняя плита 31 с зазором (полостью) между ними 32. Выше верхней плиты 30 выполнена полость 33. Внутри головки 4 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 34 и форсунки горючего 35. Форсунки окислителя 34 сообщают полость 33 с внутренней полостью 36 камеры сгорания 1. Форсунки горючего 35 сообщают полость 32 с внутренней полостью 36. На головке 4 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 37. К головке 4 камеры сгорания 1 соединена несколькими трубопроводами 38 содержащими клапаны окислителя 39 Головка 4 камеры сгорания 1 и насос окислителя 13 соединены втулкой 40.

К главному коллектору горючего 8 присоединен трубопровод 41 с клапаном 42. Другой конец трубопровода 41 соединен с выходом из насоса горючего 14. К среднему коллектору 9 присоединен трубопровод 43, имеющий регулятор расхода 44 и клапан 45, другой конец трубопровода 43 соединен с выходом из дополнительного насоса горючего 14. Вход в дополнительный насос горючего 15 трубопроводом 46 соединен с выходом из насоса горючего 14 Полость дополнительного коллектора 10 соединена с зазором 28 и дополнительными форсунками горючего 47.

Двигатель содержит систему продувки с баллоном 48 с инертным газом, трубопроводом 49 и клапаном 50. Трубопровод 49 соединен с главным коллектором горючего 8.

Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.

Открывают клапаны окислителя 39 и клапаны 42 и 45.

Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 1 точнее в ее первую зону 16, где воспламеняются запальными устройствами 37 и сгорают при относительно низких температурах 500…700°C. Через дополнительные форсунки горючего 47 большая часть расхода горючего поступает во вторую зону, где сгорает при температуре от 3500 до 4000°C, обеспечивающей максимальную удельную тягу ЖРД.

Регулирование режима работы ЖРД осуществляется регулятором расхода 44. При этом изменяются расход продуктов сгорания через турбину 12 и температура продуктов сгорания на входе в нее.

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов окислителя 39 и горючего 42 и 45 открывают клапан продувки 50 и инертный газ из баллона 48 трубопроводу 49 поступает в главный коллектор горючего 8, продувая камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.

Применение изобретения позволит:

Уменьшить поперечные габариты ЖРД за счет размещения камеры сгорания и ТНА последовательно в одну линию вдоль одной общей оси.

Уменьшить вес двигателя за счет отсутствия газогенератора. Функцию газогенератора выполняет первая зона камеры сгорания. Упростить схему двигателя по тем же причинам.

Уменьшить вредное взаимное влияние горячих и холодных (работающих на криогенных компонентах топлива) узлов и агрегатов.

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий 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 двухзоной и содержит дополнительные форсунки горючего на своей цилиндрической части ниже турбины.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапаны окислителя, с камерой сгорания.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в средней части цилиндрической части камеры сгорания выполнен средний коллектор.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что ниже среднего коллектора выполнен промежуточный коллектор, в полость которого выходят дополнительные форсунки горючего.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному. .

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 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 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.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный 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, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего осевые дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена осевым отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной. Выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапана окислителя, с камерой сгорания. Выход из насоса горючего соединен трубопроводами с главным и верхним коллекторами горючего. Изобретение обеспечивает повышение удельных характеристик ЖРД и повышение его надежности. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь 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 двухзоной 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 трубопроводом, содержащим клапан окислителя с камерой сгорания. 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 зоной камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение удельных характеристик двигателя, а также повышение его надежности. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). В турбонасосном агрегате окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы, содержащем насос окислителя, турбину, работающую на газообразном горючем, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, между системой уплотнений и турбиной выполнен дренаж газа с уплотнением со стороны турбины, а подшипник турбины расположен в полости между этим уплотнением и полостью турбины. Изобретение обеспечивает снижение потерь разделительного газа, протекающего через тракт дренажа окислителя, и улучшает динамические характеристики ротора. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя содержит турбину и насосы окислителя и горючего с рабочими колесами, согласно изобретению турбина выполнена биротативной и содержит два рабочих колеса, выполненных без сопловых аппаратов с возможностью вращения в противоположные стороны, каждое из которых соединено соответственно с рабочим колесом насоса окислителя и насоса горючего. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя может содержать дополнительный насос горючего, при этом рабочие колеса дополнительного насоса горючего и насоса горючего установлены на одном валу. Изобретение обеспечивает уменьшение центробежных нагрузок на ротор турбины. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх