Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы



Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы
Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы
Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы
Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы

 


Владельцы патента RU 2533524:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

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.

 

Предлагаемое 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 ЖРД безгенераторной схемы наиболее эффективной по экономичности является система питания с раздельными ТНА окислителя и горючего. При этом для привода турбин используется восстановительный рабочий газ в виде горючего, газифицированного в тракте охлаждения камеры ЖРД.

При создании TНA окислителя особого внимания заслуживает конструктивная схема разделения насоса и турбины, от которой зависят взрывобезопасность ТНА, динамические характеристики его ротора, экономичность, величина утечек разделительного газа.

Известен кислородный турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, содержащий насос окислителя, турбину, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины (Propulsion in Space Transportation. 5th Simposium International. 1996. Paris. Стр.15.70. Figure 10 - прототип).

Такой турбонасосный агрегат применительно к жидкостному ракетному двигателю безгенераторной схемы обладает следующими недостатками.

В ЖРД безгенераторной схемы восстановительный рабочий газ после турбины дожигается в камере двигателя. В результате этого давление рабочего газа в полости турбины превышает давление в камере и может составлять величину свыше 10 МПа. Для исключения соединения окислителя, протекающего через насос, и восстановительного рабочего газа турбины давление в тракте подвода разделительного газа должно быть выше давления рабочего газа. Это приводит к недопустимо большим потерям разделительного газа протекающего через тракт дренажа окислителя.

Кроме того, наличие между подшипником турбины и полостью турбины системы уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, требует увеличения расстояния от колес турбины до подшипника турбины. Это ухудшает динамические характеристики ротора и может привести к ограничению его частоты вращения.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков.

Технический эффект достигается тем, что 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. Между подшипником турбины и полостью турбины может быть выполнен подвод жидкого горючего. Между трактом дренажа газа и системой уплотнений может быть выполнен дополнительный тракт дренажа газа с уплотнением вала, отделяющим дренажи газа. Дренаж газа может быть соединен с трактом подвода газа в камеру двигателя.

Предлагаемый турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы представлен на фиг.1, 2, 3, 4:

фиг.1 - продольный разрез турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы;

фиг.2, 3, 4 - элементы системы разделения насоса и турбины, где

1 - насос,

2 - турбина,

3 - подшипник турбины,

4 - колеса турбины,

5 - система уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины,

6 - дренаж окислителя,

7 - дренаж газа,

8 - дренаж горючего,

9 - подвод разделительного газа,

10 - уплотнение окислителя,

11, 12, 13 - уплотнение,

14 - уплотнение со стороны турбины,

15 - тракт подвода жидкого горючего,

16 - дополнительный дренаж газа,

17 - уплотнение, отделяющее дренажи газа.

Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы (фиг.1) состоит из насоса 1, турбины 2, подшипника турбины 3, установленного возле колеса турбины 4, и системы уплотнений 5, отделяющих насос окислителя от турбины. Система уплотнений 5, отделяющих насос окислителя от турбины, включает (фиг.2) дренаж окислителя 6, дренаж газа 7, дренаж горючего 8 и подвод разделительного газа 9. Насос отделен от дренажа окислителя 6 уплотнением окислителя 10. Подвод разделительного газа 9 отделен от дренажа окислителя 6 уплотнением 11, а от дренажа горючего 8 - уплотнением 12. Дренаж газа 7 отделен от дренажа горючего 8 уплотнением 13, а от турбины - уплотнением турбины 14. В полость между подшипником турбины и турбиной через тракт 15 (фиг.3) может выполняться подвод жидкого горючего. Между дренажем газа и системой уплотнений может быть выполнен дополнительный дренаж газа 16 и уплотнение 17, разделяющее дренажи газа 7 и 16 (фиг.4).

При работе турбонасосного агрегата окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы через насос 1 протекает окислитель, а через турбину 2 - газообразное горючее, поступающее из тракта охлаждения камеры двигателя. Часть окислителя утекает через уплотнение окислителя 10 и отводится во внешнюю среду через дренаж окислителя 6. Часть рабочего газа турбины (газообразного горючего) протекает через подшипник турбины 3 и далее через уплотнение турбины 14. После уплотнения турбины 14 основная часть утечек газа отводится в окружающую среду через дренаж газа 7. Меньшая часть утечек газа проступает в дренаж горючего 8. В систему уплотнений 5, отделяющих насос окислителя от турбины, через подвод разделительного газа 9 подводится инертный по отношению к компонентам топлива разделительный газ. В кислородно-водородных ЖРД в качестве разделительного газа используется гелий. Разделительный газ проходит через уплотнения 11 и 12 и, перемешиваясь с окислителем и частью рабочего газа турбины, отводится в окружающую среду через дренаж окислителя 6 и дренаж горючего 8. В двигателе безгенераторной схемы температура рабочего газа турбины не превышает 350 К, что позволяет в осуществить охлаждение подшипника турбины 3 рабочим газом турбины, протекающим через уплотнение турбины 14, и установить подшипник турбины 3 между турбиной 2 и системой разделения 5 насоса и турбины. Эффективность охлаждения подшипника рабочим газом турбины подтверждена автономными испытаниями подшипников и испытаниями турбонасосного агрегата окислителя в составе кислородно-водородного двигателя. Дополнительно для снижения температуры в полости подшипника, то есть улучшения условий его работы, может быть выполнен подвод холодного горючего в полость между подшипником и турбиной с помощью специального тракта подвода жидкого горючего 15. Для повышения надежности разделения окислителя и газообразного горючего, снижения расхода разделительного газа между трактом дренажа газа и системой уплотнений может быть выполнен дополнительный дренаж газа 16 с уплотнением вала 17, отделяющим дренажи газа. Для снижения утечек из дренажа газа в окружающую среду дренаж газа 7 может быть соединен с трактом подвода газа в камеру двигателя.

Установка подшипника турбины 3 между турбиной 2 и системой разделения 5 насоса и турбины обеспечивает минимальное расстояние от рабочего колеса турбины до подшипника. Благодаря этому обеспечиваются высокая жесткость ротора, что позволяет обеспечить оптимальную частоту вращения насоса при достаточно высоком запасе, но критической частоте жесткого ротора.

В турбонасосном агрегате обеспечивается надежное разделение насоса и турбины. Давление в тракте дренажа окислителя 6 существенно ниже давления в полостях насоса, а давление в тракте дренажа газа 7 и в тракте вспомогательного дренажа 8 значительно меньше давления в полостях турбины. Это позволяет осуществлять разделение насоса и турбины при низком давлении в тракте подвода разделительного газа 9. Величина этого давления составляет ~0,01 МПа. Благодаря низкому давлению разделительного газа разделение насоса и турбины осуществляется при малых утечках разделительного газа в окружающую среду.

1. Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы, содержащий насос окислителя, турбину, работающую на газообразном горючем, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, отличающийся тем, что между системой уплотнений и турбиной выполнен тракт дренажа газа с уплотнением вала со стороны турбины, а подшипник турбины размещен в полости между этим уплотнением и полостью турбины.

2. Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы по п.1, отличающийся тем, что между подшипником и полостью турбины выполнен подвод жидкого горючего.

3. Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы по п.1, отличающийся тем, что между трактом дренажа газа и системой уплотнений выполнен дополнительный тракт дренажа газа с уплотнением вала, отделяющим дренажи газа.

4. Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы по п.1 или 3, отличающийся тем, что дренаж газа соединен с трактом подвода газа в камеру двигателя.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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 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 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.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. В турбонасосном агрегате (ТНА) жидкостного ракетного двигателя, содержащем основную турбину и насосы окислителя, горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, согласно изобретению на источнике высокого давления выполнена торцевая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, при этом установлено не менее двух пирозарядов, пусковая турбина выполнена с по меньшей мере двумя сопловыми аппаратами, закрытыми заслонкой, имеющей возможность поочередного открытия отверстий. Заслонка может быть соединена с приводом через механическую передачу. Может быть установлено два или более источника высокого давления. К валу ТНА через мультипликатор может быть присоединен дополнительный насос горючего. Изобретение обеспечивает многоразовый запуск ТНА и двигателя. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя, два насоса горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, при этом 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 второго 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 отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла вторым горючим и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной. Выход из насоса окислителя соединен трубопроводом с камерой сгорания, содержащим клапаны окислителя. Выход из насоса первого горючего соединен трубопроводом с верхним коллектором горючего. Выход из насоса второго горючего соединен трубопроводами с главным коллектором горючего. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение надежности. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, причем дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, согласно изобретению между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнены по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной. Трубопровод содержит клапан и дроссель. Изобретение обеспечивает уменьшение веса двигателя и повышение его надежности. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения. Изобретение решает задачу работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении ЖРД, что достигается уменьшением нагрева подшипников. Для этого турбонасосный агрегат включает корпус 1, ротор с центробежным насосом 2, турбину 3, подшипниковую опору 4, входной патрубок насоса низкого давления 5, выход из насоса высокого давления 6, камеру высокого давления 7, трубопровод 8, обратный клапан 9 и жиклер 10. При останове двигателя давление за насосом падает до нуля. При этом закрывается обратный клапан 9 и жидкий компонент из камеры высокого давления 7 через жиклер 10 под действием паров компонента топлива поступает в подшипниковую опору, охлаждая подшипники. Использование изобретения позволит уменьшить нагрев подшипников, что улучшит условие их работы и повысит надежность многократного включения (запуска) двигателя. 1 ил.
Наверх