Жидкостный ракетный двигатель по схеме с дожиганием генераторного газа


 


Владельцы патента RU 2520771:

Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

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.

 

Область техники

Данное изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным двигателям, выполненным по схеме с дожиганием окислительного (восстановительного) газа.

Предшествующий уровень техники

Одним из направлений развития ракетно-космической техники является создание более мощных транспортных ракетно-космических комплексов, способных выводить на околоземную орбиту большие массы полезных грузов.

В связи с этим перспективным является использование самого мощного ЖРД РД171М, разработки ОАО «НПО Энергомаш». Двигатели этой серии успешно эксплуатируются в составе ракеты-носителя «Зенит».

РД171М - многокамерный ЖРД, выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа в камерах двигателя. Включает: четыре камеры, каждая из которых имеет тракт регенеративного охлаждения; смесительную головку и сверхзвуковое сопло; турбонасосный агрегат (ТНА), который включает соосно установленные и последовательно соединенные на одном валу насос окислителя, двухступенчатый насос горючего и осевую газовую турбину; два газогенератора, вырабатывающих газ с избытком окислителя, который является рабочим телом турбины; систему управления и регулирования двигателя, включающую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива; бустерные насосные агрегаты, установленные на входах основных насосов ТНА (см. Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, промышленные. М.: АКС Конверсалт, 2000, стр.268-269). Прототип предлагаемого изобретения.

По своим характеристикам и параметрам РД171М находится на предельно высоком уровне, превзойти который, используя известные схемы, конструктивные решения и виды топлив, применяемых в ЖРД, не представляется возможным.

Форсирование этого двигателя (увеличение тяги за счет повышения давления в камере сгорания) приведет к повышению энергетических характеристик ТНА и значительному росту динамических нагрузок на двигатель.

Кроме того, дальнейшее повышение давления в камере этих двигателей ограничивается жаропрочностью ротора турбины, а также большой высотой лопаток турбины, что приводит к образованию в них трещин.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является снижение динамических нагрузок на ТНА и двигатель в целом, с одновременным увеличением энергетических характеристик двигателя.

Эта задача решена за счет того, что в жидкостном ракетном двигателе по схеме с дожиганием генераторного газа, включающем камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительными головками, турбонасосную систему питания газогенератора и камер двигателя, систему управления и регулирования, включающую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, причем турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковые мощности 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.

Технический результат заключается в повышении энергетических характеристик двигателя (тяги) и одновременным уменьшением динамических нагрузок на двигатель за счет применения двух ТНА равной мощности со сниженными уровнями динамических нагрузок.

Краткое описание чертежей

На рисунке приведена упрощенная пневмогидравлическая схема многокамерного ЖРД с дожиганием генераторного газа с избытком окислителя в камерах двигателя.

Описание изобретения

ЖРД на рисунке содержит: камеры 1 и 1′ с трактами регенеративного охлаждения 2 и 2′, смесительные головки 3 и 3′; два турбонасосных агрегата (ТНА) 4 и 5, обеспечивающие подачу жидкого топлива (жидкого кислорода и керосина); два окислительных газогенератора 6 и 7. Первый ТНА 4 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на валу шнекоцентробежный насос горючего 8, шнекоцентробежный насос окислителя 9 и газовую осевую турбину 10. Второй ТНА 5 включает в себя соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу центробежный насос окислителя 11, центробежный двухступенчатый насос горючего (первая ступень 12, вторая ступень 13) и газовую осевую турбину 14. Выход из насоса горючего 8 первого ТНА соединен трубопроводом 15 с входом насоса горючего первой ступени 12 второго ТНА, а выход из насоса окислителя 9 первого ТНА соединен трубопроводом 16 со входом насоса окислителя 11 второго ТНА. Коллекторами турбин 17 и 18 турбины 10 и 14 соединены через газовод 21 с двумя окислительными газогенераторами 6 и 7, а газоводами 19 и 20 с форсуночными головками 3 и 3′ камер двигателя. Газоводы 19 и 20 объединены газовой магистралью 22. Выход из первой ступени 12 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками 3 и 3′ камер двигателя через последовательно соединенные дроссель соотношения компонентов топлива 23, трубопровод 24, пускоотсечной клапан 25, трубопроводы 26 и 27 и тракты регенеративного охлаждения 2 и 2'. Выход из второй ступени 13 насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов 6 и 7 через трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32. Выход из насоса окислителя 11 второго ТНА соединен со смесительными головками окислительных газогенераторов через раздвоенный трубопровод 33 и пускоотсечные клапаны 34 и 35.

В схеме двигателя применен бустерный преднасос 36, выход из которого через трубопровод 37 соединен со входом насоса окислителя 9 первого ТНА, и бустерный преднасос горючего 38, выход которого через трубопровод 39 соединен со входом насоса горючего 8 первого ТНА.

Бустерный преднасос окислителя 36 приводится во вращение газовой турбиной 40, рабочим телом которой является окислительный газ, отбираемый по трубопроводу 41 из газоводов 19 или 20. Бустерный преднасос горючего 38 приводится во вращение гидравлической турбиной 42, рабочим телом которой является горючее, отбираемое с выхода насоса горючего 8 первого ТНА и подаваемое через трубопровод 43.

Замена в двигателе одного мощного ТНА на два одинаковых по мощности ТНА, питаемые двумя автономными окислительными газогенераторами при последовательном и соответствующем соединении насосов горючего и окислителя обоих ТНА, позволяет увеличить суммарные напоры насосов двух ТНА при меньших значениях динамических нагрузок. Такое решение позволило повысить энергетические характеристики двигателя - увеличить давление в камере двигателя и его тягу, а также обеспечить надежную работу при его многократном применении.

Работа устройства

Горючее поступает в бустерный насос 38, из которого по трубопроводу 39 подается в насос 8 первого ТНА, а затем по трубопроводу 15 подается на вход первой ступени насоса 12 второго ТНА. После этого основная часть горючего через дроссель соотношения компонентов топлива 23 подается по трубопроводу 24, через пускоотсечной клапан 25 и трубопроводы 26 и 27 в тракты регенеративного охлаждения камер 2 и 2′, после чего поступает в смесительные головки 3 и 3′. Оставшаяся часть горючего, пройдя вторую ступень 13 насоса горючего второго ТНА, подается в смесительные головки газогенераторов 6 и 7 через последовательно соединенные трубопровод 28, регулятор тяги 29, разветвленный трубопровод 30 и пускоотсечные клапаны 31 и 32.

Окислитель (сжиженный кислород) поступает в бустерный преднасос 36, из которого по трубопроводу 37 подается в насос 9 первого ТНА, а из него по трубопроводу 16 поступает в насос 11 второго ТНА, затем по разветвленному трубопроводу 33 и через пускоотсечные клапаны 34 и 35 подается в смесительные головки двух газогенераторов 6 и 7. От сгорания жидких топливных компонентов в окислительных газогенераторах 6 и 7 образуется генераторный газ с избытком окислителя, который поступает к турбинам 10 и 14, которые приводят во вращение насосы двух ТНА. Отработанные на турбине газы поступают в газоводы 19 и 20, а из них в смесительные головки 3 и 3′ камер двигателя. В их рабочем пространстве отработанные газы дожигаются с керосином. Высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле, создавая тягу.

Для предложенной схемы двигателя в целях сравнения проведена энергетическая увязка параметров для двигателя РД171М и заявляемого двигателя при увеличении тяги на 25% по сравнению с аналогом. Расчеты показали, что применение двух ТНА, топливные насосы которых последовательно соединены между собой, позволяет увеличить тягу двигателя на 25% при снижении мощности каждого ТНА на 35-40%.

Промышленное применение

Наиболее целесообразной областью применения для предлагаемого изобретения является ЖРД с тягой от 200 до 1000 тс и выше, где достигается наибольший (в количественном выражении) технический результат. Это изобретение позволит модернизировать отечественный ЖРД РД171М, повысив его тягу до 1000 тс и более.

Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) по схеме с дожиганием генераторного газа, 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, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 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.

Изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов. Система подачи жидкого кислорода, содержащая агрегат соединенных последовательно гидравлически друг с другом насосов трех каскадов с автономными приводами, бак с кислородом и потребитель кислорода, где вход системы соединен с баком, а выход - с потребителем кислорода, в соответствии с изобретением снабжена источником газа высокого давления с вентилем, смесителем и потребителем газа, где источник газа соединен через вентиль с входом привода насоса третьего каскада, выполненного в виде турбины, выход газа из турбины третьего каскада соединен с потребителем газа и с входами газа приводов насосов первого и второго каскадов, выполненных в виде осевых турбин, расположенных коаксиально соответствующим насосам и скрепленных с ними, выходы газа из турбин первого и второго каскадов соединены через смеситель с выходом жидкого кислорода из насоса первого каскада, причем каналы подачи кислорода в насосах первого и второго каскадов выполнены диагональными с осевыми входами и выходами, а насос третьего каскада выполнен центробежным. Способ подачи жидкого кислорода из бака потребителю, заключающийся в том, что из бака подают кислород в насос первого каскада, из насоса первого каскада подают кислород в насос второго каскада, из насоса второго каскада подают кислород в насос третьего каскада, из насоса третьего каскада подают кислород потребителю, причем в насосе первого каскада давление кислорода повышают с условием обеспечения бескавитационной работы насоса второго каскада, в насосе второго каскада давление жидкого кислорода повышают до сверхкритического уровня, а в насосе третьего каскада устанавливают максимально допустимую частоту вращения, при этом на вход турбины третьего каскада подают из источника газ высокого давления, в турбине третьего каскада энергию газа преобразуют с понижением давления в механическую работу, а на выходе из турбины третьего каскада газ подают потребителю и на вход турбин первого и второго каскадов, в турбинах первого и второго каскадов энергию газа преобразуют с понижением давления в механическую работу и выпускают газ в смеситель, где его смешивают с потоком кислорода, поступающим из насоса первого каскада, при этом величину давления кислорода перед насосом третьего каскада устанавливают выше давления критического состояния кислорода не более чем на 10%, а частоту вращения ротора насоса третьего каскада выбирают на предельном уровне, исходя из условия максимально допустимого значения параметра В напряженности ротора, определяемого соотношением B=Nнn2, где Nн - мощность насоса, n - частота вращения ротора, причем частоту вращения ротора насоса второго каскада устанавливают больше частоты вращения ротора насоса первого каскада. Изобретение обеспечивает повышение КПД и уменьшения массы насосной системы при увеличении надежности ее работы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенные в единый блок, согласно изобретению он снабжен турбонасосным агрегатом, вход в турбину которого сообщен со вспомогательной камерой, кроме того, двигатель дополнительно снабжен газогенератором, работающим с избытком второго компонента топлива, выход из которого сообщен с форсуночной головкой камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение энергетических возможностей ЖРД, выполненных с использованием вспомогательной камеры сгорания и турбонасосной системой подачи. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх