Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2514466:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

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 ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Одной из основных задач, стоящих при создании ЖРД, является повышение энергетических характеристик. Одним из путей повышения энергетических характеристик и уменьшения габаритов ЖРД является повышение уровня давления в камере сгорания. Однако с ростом давления в камере сгорания растет мощность топливных насосов и, соответственно растет потребная мощность турбины. Ограничением на этом пути является наличие порога роста температуры газа, приводящего в действие турбину.

Для двигателей, работающих по схеме с дожиганием газа после турбины, дополнительным ограничением является уровень давления перед турбиной, повышение которого сверх определенного уровня не дает положительного эффекта, поскольку прирост мощности турбины полностью гасится приростом потребной мощности насосов. В связи с этим все реально созданные ЖРД работают с уровнем давления в камере сгорания, не превышающим 30 МПа.

В качестве прототипа рассматривается кислородно-водородный двигатель РД0120 (см. «Ракеты-носители, космодромы», С.П. Уманский, 2001 г., изд. «Рестарт+», Москва, стр.52).

Указанный прототип выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа и имеет в своем составе: камеру сгорания, насосы горючего и окислителя, двухступенчатую турбину, газогенератор, работающий с избытком водорода, агрегаты управления и арматуру обвязки.

Недостатком прототипа является то, что мощность турбины ограничена уровнем температуры газа перед ней и отношением давлений на турбине, от которого существенно зависит мощность последней. 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.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемой, приведенной на фиг.1, где показаны следующие агрегаты:

1. Камера двигателя.

2. Газогенератор.

Турбонасосный агрегат, который включает в себя:

3. Насос окислителя.

4. Насос горючего.

5. Первую ступень турбины.

6. Вторую ступень турбины.

Для упрощения схемы на фиг.1 не показаны агрегаты регулирования и управления, а также агрегаты системы поджига компонентов топлива в газогенераторе и камере двигателя.

Согласно схеме, представленной на фиг.1, двигатель состоит из камеры 1, питаемой газом из газогенератора 2, который, в свою очередь питается частью расхода окислителя из насоса 3, другая часть окислителя по трубопроводу направляется в камеру. Из насоса 4 в газогенератор поступает все горючее, прошедшее предварительно через охлаждающий тракт камеры 1. Выход из газогенератора связан со входом в первую ступень турбины 5, выход из которой связан как со входом в камеру 1, так и со входом во вторую ступень турбины, выход из которой связан со входом в насос горючего 4.

Двигатель работает следующим образом. Горючее поступает в насос 4 и далее в охлаждающий тракт камеры 1. Окислитель поступает в насос 3 и далее в газогенератор 2 и в камеру 1. Горючее, пройдя охлаждающий тракт, поступает в газогенератор 2, где они совместно с окислителем воспламеняются. Газогенератор вырабатывает газ (в приведенной схеме с избытком горючего). Газ поступает в первую ступень турбины, после которой сбрасывается в камеру и частично во вторую ступень турбины. Турбины начинают вращать насосы 3 и 4, давление за которыми повышается, двигатель выходит на расчетный режим. Для повышения перепада давления на второй ступени турбины газ после нее сбрасывается во входную магистраль горючего - магистраль с минимальным давлением. Как вариант, газ может сбрасываться в окружающую среду через сопло сброса 7 (фиг.2).

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, отличающийся тем, что выход из первой ступени турбины сообщен с форсуночной головкой камеры и второй ступенью турбины, а выход из второй ступени турбины сообщен со входом в насос одного из компонентов топлива или с окружающей средой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к высокооборотным шнекоцентробежным насосам турбонасосных агрегатов дросселируемых жидкостных ракетных двигателей.

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.

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.

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 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.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, содержащий камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, выход из первой ступени которой соединен с форсуночной головкой камеры, согласно изобретению, выход из второй ступени турбины соединен с входом в корпус турбины бустерного насоса одного из компонентов топлива, выход из которого соединен со входом в двигатель или с окружающей средой. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик за счет более полного использования энергетических возможностей газа, сбрасываемого после второй ступени турбины. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха. Активатор газогенераторной смеси может содержать два электрода, соединенных высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения, который соединен с электрогенератором. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает повышение удельной тяги и многоразовое включение. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к турбонасосным агрегатам. В турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, содержащем установленные на валу рабочее колесо насоса окислителя, рабочее колесо насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, при этом он содержит электрогенератор, имеющий статор и ротор с валом, вал электрогенератора соединен с валом турбонасосного агрегата, при этом между валом турбонасосного агрегата и валом электрогенератора установлена магнитная муфта. Между насосом окислителя и насосом горючего может быть установлена магнитная муфта. Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего может быть установлена магнитная муфта. Изобретение обеспечивает предотвращение взрыва ТНА на старте или в полете. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх