Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2531832:

Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенный с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, при этом газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной. Трубопровод содержит клапан и дроссель. Изобретение обеспечивает повышение эффективности системы дренирования полостей ЖРД и удаление компонентов топлива из них. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано в других областях техники. В ЖРД, использующих двухкомпонентное топливо, всегда существует задача предотвращения соединения двух компонентов топлива в местах, где это не предусмотрено схемой двигателя. Эта задача традиционно решается по-разному:

- для трубопроводов и тупиковых полостей - продувкой инертным газом;

- для агрегатов автоматики и ТНА - установкой уплотнений, введением разделительных полостей с дренированием утечек компонентов топлива в окружающую среду через специальные дренажные трубопроводы. Так спроектированы агрегаты большинства известных ЖРД, например, на двигателе АЛО-137 - прототип (см. «Иностранные авиационные и ракетные двигатели», ЦИАМ, 1971 г, стр. 467). В большинстве случаев использование упомянутых мер является достаточным для обеспечения безопасности функционирования двигателя. Однако в некоторых случаях возникает необходимость предотвратить утечки окислителя в полость турбины и несоответствие между величиной утечек и пропускной способностью дренажного трубопровода. Так возникает потребность в дренировании утечек и его интенсификации. Использование продувки для этой цели не всегда возможно, а иногда приводит к обратному результату, так как сам газ продувки требует определенных проходных площадей и может «оттеснять» дренируемый компонент от дренажного канала. В этом состоит недостаток известных технических решений.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2484284, МПК P02K 9/42, опубл. 10.06.2013 г.

Недостаток - большой вес системы продувки из-за наличия массивного баллона со сжатым газом.

Задачами создания предлагаемого изобретения является уменьшение веса двигателя и повышение эффективности работы системы дренирования полостей ЖРД и удаление компонентов топлива из них, накапливаемых вследствие несанкционированных утечек.

Достигнутый технический результат - снижение веса двигателя.

Поставленная цель достигается в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, соединенным с баллоном сжатого газа, тем, что газовый эжектор соединен с полостью за турбиной.

Сущность изобретения иллюстрируется на чертежах фиг.1 и 2, где:

на фиг.1 приведена схема двигателя,

на фиг.2 - вариант схемы питания эжектора.

На схеме, показанной на фиг.1, двигатель состоит из камеры 1, питаемой окислительным газом от газогенератора 2, который, в свою очередь, питается от насосов, входящих в состав ТНА 3 (насос горючего 4 и насос окислителя 5). Турбина 6, питаемая генераторным газом, располагается между газогенератором 2 и камерой 1. Насос горючего 4 также связан с камерой 1 двигателя. Дренажная полость 7 расположена между насосом окислителя 5 и турбиной 6, к ней подстыкован дренажный трубопровод 8, в котором установлен эжектор 9, функционирующий от газа высокого давления, который отбирается трубопроводом 10 из полости 11 за турбиной 6.

Трубопровод 10 может содержать клапан 12 и дроссель 13. (фиг.2) Входные магистрали окислителя 14 и горючего 15 подстыкованы ко входам соответствующих насосов 4 и 5.

Двигатель работает следующим образом. Горючее по входной магистрали 14 поступает в насос 4 и далее в камеру 1. Окислитель по входной магистрали 15 поступает в насос окислителя 5 и из него в газогенератор 2. Туда же в газогенератор 2 поступает часть горючего из насоса 4. В газогенераторе 2 происходит процесс горения, продукты сгорания поступают на турбину 6, приводя ее во вращение. Турбина 6, в свою очередь, приводит во вращение насосы 4 и 5. Газ после турбины 6 поступает в камеру 1, где он дожигается и истекает через сопло, создавая тягу. Давление компонентов топлива в насосах 4 и 5 повышается и, соответственно, повышается давление в газогенераторе 2 и камере 1. Двигатель выходит на расчетный режим.

Для предотвращения утечек окислителя из насоса 5 в полость турбины служит дренажная полость 7 с дренажным трубопроводом 8. Для более эффективного удаления утечек установлен эжектор 9, который после открытия клапана 12 за счет эффекта эжекции отсасывает окислитель из насоса 5, удаляя его из места утечки.

Таким образом, выполнение дренажной полости между насосом окислителя 5 и турбиной 6 и снабжение дренажного трубопровода газовым эжектором способствует более эффективному удалению утечек окислителя из насоса, минуя полость турбины 6. Применение газов, отбираемых из-за турбины 6, позволяет отказаться от баллона сжатого газа и уменьшить вес двигателя.

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, отличающийся тем, что газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что трубопровод содержит клапан и дроссель.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, причем в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·106 до 4,9·106 в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D2 определяют по формуле D1 - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего; A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ; B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ; - отношение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения к напору насоса подачи компонента без ПИБ, чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ЖРД.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%.

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) для увода на орбиты утилизации или в указанные районы падения.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно, кислородно-керосинового-водородного, заключающийся в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, при этом на режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами. Изобретение позволяет увеличить надежность работы РД без уменьшения скорости. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях систем питания импульсных ракетных двигателей двигательных установок, использующих жидкие криогенные компоненты топлива и предназначенных для реактивных систем управления летательных аппаратов. Двигательная установка, включающая баки с магистралями 1, 2, систему наддува 3, газогенератор 4 с запальным устройством 5 для преобразования жидкого криогенного окислителя в газообразный окислитель с заданной температурой и ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя в качестве компонента топлива блоков двигателей 7, содержит теплообменник 8 для преобразования жидкого криогенного горючего в газообразное с нагревом до заданной температуры, включенный теплопередающим трактом в магистраль на выходе газогенератора 4, теплопринимающим трактом - в магистраль подачи криогенного жидкого горючего, ресивер-накопитель 9 газообразного горючего для питания блоков двигателей 7, включенный в магистраль на выходе теплопринимающего тракта теплообменника 8, газожидкостный смеситель 10, включенный в магистраль между выходом теплопередающего тракта теплообменника 8 и входом в ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя, при этом жидкостный вход смесителя 10 сообщен с магистралью подачи жидкого окислителя в газогенератор трубопроводом 11 с установленной в нем регулирующей (настроечной) дроссельной шайбой 12. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок реактивных систем управления, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ работы кислородно-керосиновых ЖРД и ракетная двигательная установка, основанный на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающий подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, причем полимерную ПТП вводят из дополнительного бачка и смешивают с потоком чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего двигателя в процессе запуска и работы двигателя в смесителе, установленном в этой магистрали. В качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полиизобутилена (ПИБ) в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина или раствор полимеров высших альфа-олефинов в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина. Ракетная двигательная установка содержит жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (чистый керосин), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, кроме того, она содержит дополнительный бачок, заполненный раствором полимера высших альфа-олефинов и имеющий вытеснительную систему подачи указанного полимера во входную магистраль горючего для смешения его с чистым керосином в процессе работы двигателя, при этом дополнительный бачок имеет две полости, разделенные мембраной так, что одна из полостей, жидкостная, соединена с входной магистралью двигателя, а другая, газовая, соединена с газовым баллоном высокого давления через клапан и редуктор давления. Изобретение обеспечивает повышение массы полезной нагрузки, выводимой на околоземную орбиту. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую подают боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь. Указанные выше вещества подают при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции их термического разложения за счет тепла экзотермической реакции. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю на жидком или твердом ракетном топливе, в котором в камеру сгорания дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, или метан. Еще одно изобретение группы относится к ракетному двигателю на твердом топливе, в котором твердые гидриды дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива входят в состав твердого ракетного топлива. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 3 н. и 6 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Турбонасосный агрегат (ТНА), имеющий в своем составе ротор и статор, согласно изобретению, снабжен размещенным в статоре подвижным в осевом направлении управляемым плунжером с рабочим торцом, а на роторе предусмотрен ответный торец, причем в рабочем положении плунжера оба торца находятся в силовом контакте для удержания ротора в неподвижном положении. Кроме того, статор сообщен с плунжером герметичным сильфоном, сообщенным со штуцером управляющего давления, со стороны, противоположной рабочему торцу. Изобретение обеспечивает предотвращение вращения вала ТНА в режиме авторотации при продувках и технологических работах на двигателе для увеличения ресурса работы подшипников и других элементов ТНА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД имеет в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, согласно изобретению вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя. Изобретение обеспечивает исключение генераторного газа высокой температуры как рабочего тела привода турбины бустерного турбонасосного агрегата. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок ракетных блоков, использующих криогенные компоненты топлива для питания жидкостного ракетного двигателя и импульсных двигателей систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска. В объединенной двигательной установке ракетного блока, включающей баки для криогенных компонентов топлива 1, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру 2, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 3, использующие газообразные компоненты топлива, емкости 4 для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей 3, емкости расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией 5, при этом стенки емкости соединены со стенками баков термомостами 6 с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители 7 и трубопроводы 11, 12 с отсечными клапанами 9, 10, с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА 8 и трактов охлаждения камеры 2, а в емкостях установлены датчики давления 13 и температур 14 газообразных компонентов топлива, выполняющих функцию чувствительных элементов системы управления ракетного блока. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок ракетных блоков, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты питания и регулирования. Камера включает внутреннюю профилированную оболочку, на внешней поверхности которой выполнены ребра тракта охлаждения, наружную профилированную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней по вершинам ребер тракта охлаждения. Оболочки и ребра образуют каналы охлаждения, при этом между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, причем наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения. Перемычки соединяют между собой группы ребер, причем между группами ребер, с каждой их стороны, выполнен канал, ширина которого равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек, при этом соседние перемычки расположены со смещением относительно друг друга на величину, равную ширине канала охлаждения в месте их расположения, при этом ширина перемычек равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек. Группы ребер содержат по три ребра. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы ЖРД за счет повышения устойчивости внутренней оболочки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания. ЖРД, содержащий раму, агрегаты, расходные магистрали, камеру, которая включает коллекторы горючего на сопле и цилиндрической части, трубопровод переброса горючего между коллекторами с установленным в нем клапаном слива горючего, в котором согласно изобретению в трубопроводе переброса горючего между коллекторами перед клапаном слива горючего установлен тройник, к резьбовому штуцеру которого пристыкована магистраль слива горючего, состоящая из переходника, трубопровода и пуско-отсечного многоразового клапана, закрепленного на растяжке рамы, между переходником и трубопроводом магистрали слива горючего установлен эксцентриковый компенсатор, в разъемном соединении между трубопроводом и пуско-отсечным многоразовым клапаном магистрали слива горючего установлен поворотный фланец, а хомуты крепления пуско-отсечного многоразового клапана к растяжке рамы выполнены регулируемыми, при этом трубопровод магистрали слива горючего выполнен с компенсационным изгибом. Изобретение обеспечивает повышение надежности и продолжительности работы камеры за счет исключения появления коксообразной пленки на внутренней оболочке камеры со стороны охлаждающего тракта во время нескольких выключений двигателя на останове. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР). Траекторию выведения ступени РКН разделяют на два этапа. На первом этапе осуществляют выработку рабочих запасов топлива через маршевый ЖРД. На втором этапе одновременно с выключением маршевого ЖРД запускают СИРЭР, осуществляют газификацию остатков топлива в обоих баках и дополнительную отработку импульса маневра ступени. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ракеты космического назначения с маршевым жидкостным ракетным двигателем.
Наверх