Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка



Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка
Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка
Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка

 


Владельцы патента RU 2542623:

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

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.

 

Область техники

Данное изобретение относится к ракетной технике, а конкретно, к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем.

Предшествующий уровень техники

В современной ракетно-космической отрасли широко используются кислородно-керосиновые жидкостные ракетные двигатели, выполненные по схеме с дожиганием турбогаза в камере сгорания и характеризуемые высокой энергетической эффективностью в сочетании с доступностью и экологической чистотой компонентов топлива.

Способ работы таких двигателей состоит в том, что турбина турбонасосного агрегата, питаясь рабочим газом из газогенератора, приводит в действие насосы, которые подают компоненты топлива в газогенератор и камеру сгорания, причем рабочий газ из газогенератора после срабатывания на турбине турбонасосного агрегата попадает в камеру сгорания, где происходит его дожигание. Таким образом, энергия топлива используется максимально полно (см., например, книгу: Козлов А.А. и др. Система питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М., Машиностроение, 1988, стр. 115-125).

Данное решение принимаем за аналог.

Однако такой схеме присущи и недостатки, поскольку при использовании для привода турбины высокотемпературного окислительного газа сохраняется потенциальная опасность возгорания проточной части окислительного тракта. Кроме того, в некоторых случаях возникают трудности, связанные с ограниченной охлаждающей способностью керосина.

Известен также способ работы кислородно-керосинового ЖРД, 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 (см. заявку RU на изобретение №2010137222 от 08.09.2010 г., публикация 20.03.2012, Бюл. №8).

Применение полимерной присадки в ЖРД с дожиганием турбогаза позволяет:

- либо понизить температуру генераторного газа на входе в турбину на 50°-60°C при номинальном значении тяги. Тем самым повышается стойкость к возгоранию в газовом тракте, улучшается напряженно-деформированное состояние конструкции и, следовательно, повышается ресурс и надежность двигателя в целом;

- либо, не повышая температуру генераторного газа, форсировать двигатель по тяге, что дает увеличение массы полезного груза, выводимого носителем.

В двигателях без дожигания уменьшение потребной мощности ТНА позволит уменьшить запас рабочего тела турбины на борту ракеты-носителя (РН). Это дает увеличение массы полезного груза, выводимого на околоземную орбиту.

Недостатками технологии введения полимерной присадки в чистый керосин при заправке ракеты-носителя компонентами топлива на стартовой позиции являются:

- необходимо иметь резервную емкость на стартовой позиции, куда будет сливаться горючее с полимерной присадкой в случае отмены запуска ракеты-носителя;

- усложняется технология термостатирования горючего, содержащего полимерную присадку, в баках ракеты-носителя, так как исключается циркуляция горючего с помощью центробежных насосов из-за опасности деструкции молекул полимера.

Задачей настоящего изобретения является создание способа работы кислородно-керосинового двигателя, позволяющего исключить указанные недостатки, снизить материальные затраты и упростить работу двигателя с использованием полимерных присадок ПТП.

Эта задача решена за счет того, что в способе работы кислородно-керосиновых ЖРД, основанном на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающем подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, полимерную ПТП вводят в поток чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего в процессе запуска и работы двигателя через смеситель, установленный в этой магистрали.

Кроме того, 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-олифинов в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина.

Технический результат состоит в существенном упрощении технологии смешения полимерных ПТП с чистым керосином.

Перечень чертежей

На фиг. 1 приведена принципиальная схема ЖРД, на фиг. 2 приведен фрагмент увеличенного сечения магистрали горючего со смесителем, на фиг. 3 приведена принципиальная схема ракетной двигательной установки.

Пример реализации изобретения

ЖРД (фиг. 1) содержит камеру двигателя 1, турбонасосный агрегат 2, насос окислителя 3, насос горючего 4 и турбину 5. Камера двигателя 1 содержит смесительную головку 6 и систему регенеративного охлаждения (не показана). Двигатель включает топливные магистрали горючего 7 и окислителя 8. Магистраль горючего 7 соединена с насосом горючего 4, выход из которого через тракт регенеративного охлаждения камеры соединен с форсуночной головкой 6. Магистраль окислителя 8 соединена с насосом окислителя 3, выход из которого соединен с форсуночной головкой 6. Двигатель включает также дополнительный бачок 9, который залит раствором полимерной противотурбулентной присадки (ПТП). Выход из дополнительного бачка 9 через пускоотсечной клапан 10 соединен со смесителем 11 (фиг. 2), установленным во входной магистрали горючего 7. Соединение смесителя 11 с магистралью горючего 7 осуществляется посредством трубопровода 12.

Работа устройства

При запуске двигателя срабатывает вытеснительная система, обеспечивающая выдавливание раствора ПТП из дополнительного бачка 9 в смеситель 11, а из него в поток чистого керосина, поступающего в магистраль горючего 7.

В результате исключается смешение полимерных ПТП с чистым керосином в расходных баках ракетной двигательной установки.

Известна ракетная двигательная установка, включающая маршевый однокамерный двигатель с турбонасосной подачей компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (жидкий водород), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, и агрегаты автоматики (см. патент RU №2175398, МПК F02K 1/00, 1999 г.). Аналог.

В этой установке применяемая топливная пара является наилучшей из всех известных топлив. Однако низкая плотность жидкого водорода существенно ограничивает применение его на первых ступенях РН совместно с жидким кислородом. Кроме того, есть трудности с его хранением в баках, и он обладает сравнительно высокой стоимостью.

Известна ракетная двигательная установка, содержащая жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (керосин, смешанный с полимерной противотурбулентной присадкой (ПТП), представляющей раствор полиизобутилена в керосине с концентраций 0,6…0,8), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, и агрегаты автоматики (см. заявку RU на изобретение №2010137222 от 08.09.2010, публикация 20.03.2012, Бюл. №8).

К недостаткам по использованию топлива - керосина, смешанного с раствором полиизобутилена и находящегося в баке ракеты, относится следующее:

- необходимость применения специальных емкостей для подготовки и хранения указанного топлива на стартовой позиции;

- деструкция полимерных присадок при хранении и перекачке топлива в бак горючего двигательной установки;

- возможность «загрязнения» полимерными присадками трубопровода, арматуры, насосов при перекачке этого топлива из специальных емкостей по оборудованию общего пользования.

Задачей настоящего изобретения является создание ракетной двигательной установки, не имеющей указанных недостатков.

Эта задача решена за счет того, что в ракетной двигательной установке, содержащей жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (чистый керосин), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, при этом она содержит дополнительный бачок, заполненный раствором полимера высших альфа-олефинов в керосине и имеющий вытеснительную систему подачи указанного раствора полимера во входную магистраль горючего для смешения его с чистым керосином в процессе запуска и работы двигателя. При этом дополнительный бачок имеет две полости, разделенные мембраной, причем одна из полостей - жидкостная, соединена с входной магистралью горючего двигателя, а другая - газовая, соединена с газовым баллоном высокого давления через клапан и редуктор давления.

Ракетная двигательная установка (фиг. 3) содержит жидкостный ракетный двигатель, включающий камеру двигателя 1, турбонасосную систему подачи компонентов топлива 2, включающую насос окислителя 3, насос горючего 4 и турбину 5. Камера двигателя 1 содержит смесительную головку 6 и систему регенеративного охлаждения. Двигатель включает также магистрали горючего 7 и окислителя 8. Магистраль горючего 7 соединена с насосом горючего 4, выход из которого через тракт регенеративного охлаждения камеры соединен с форсуночной головкой 6. Магистраль окислителя 8 соединена с насосом окислителя 3, выход из которого соединен с форсуночной головкой 6. Двигатель включает также дополнительный бачок 9, который залит раствором полимерной противотурбулентной присадки. Выход из дополнительного бачка 9 через пускоотсечной клапан 10 соединен со смесителем 11 (фиг. 2), установленным во входной магистрали горючего 7. Соединение смесителя 11 с магистралью горючего 7 осуществляется посредством трубопровода 12.

Дополнительный бачок 9 имеет две полости 13 и 14, разделенные мембраной 15. Полость 14 заполнена раствором полимера ПТП, например раствором полимера высших альфа-олефинов, а полость 13 заполняется сжатым газом. Эта полость через редуктор давления 16 соединена с баллоном 17 сжатого газа.

Двигательная установка содержит бак горючего 18, который заполнен чистым керосином, и бак окислителя 19, который заполнен жидким кислородом. Указанные баки через входные магистрали горючего и окислителя 7 и 8 соединены с насосами горючего 4 и окислителя 3 соответственно.

Работа двигательной установки

При запуске двигательной установки жидкий кислород из бака 19 по топливной магистрали окислителя 8 поступает в насос окислителя 3, а из него подается в смесительную головку 6 камеры двигателя 1. Горючее из бака 18 по топливной магистрали 7 поступает в насос горючего 4, а затем поступает в смесительную головку 6 через тракт регенеративного охлаждения камеры 1. В камере 1 происходит сгорание указанных компонентов топлива с образованием газообразных продуктов сгорания высокой температуры и давления, которые, расширяясь в сопле, создают тягу двигателя.

Одновременно при запуске двигательной установки срабатывает вытеснительная система, обеспечивающая выдавливание указанного полимера ПТП из дополнительного бачка 9 во входную топливную магистраль горючего 7. Для этого сжатый газ из баллона 17 через редуктор давления 16 поступает в газовую полость 13 дополнительного бачка 9 и вытесняет полимер ПТП из полости 14, который через пускоотсечной клапан 10 и трубопровод 12 поступает в смеситель 11, а из него в поток чистого керосина.

Благодаря сверхвысокой молекулярной массе (порядка 107) полимеров высших альфа-олефинов линейной структуры, максимальное снижение сопротивления (60…70%) наблюдается при чрезвычайно низких концентрациях полимера - менее 0,001%. В этом случае объем концентрированного раствора высших альфа-олефинов, необходимого для проведения полноразмерного огневого испытания двигателя тягой порядка 200 тс составит 30 л и даже менее. Столь маленькая емкость дополнительного бачка может быть включена в состав компоновки двигателя, так как она практически не увеличивает его массу.

Таким образом, этот двигатель может быть применен в составе ракетных двигательных установок.

Промышленное применение

Изобретение найдет применение в ракетной технике при модернизации кислородно-керосиновых двигателей и ракетных двигательных установок. Это применение позволяет повысить полезную нагрузку, выводимую на околоземную орбиту.

1. Способ работы кислородно-керосиновых ЖРД, 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 газообразных продуктов сгорания высокой температуры и давления и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, отличающийся тем, что 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.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полиизобутилена (ПИБ) в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полимеров высших альфа-олефинов в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина.

4. Ракетная двигательная установка, содержащая жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (чистый керосин), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, отличающаяся тем, что 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.

5. Ракетная двигательная установка по п.4, отличающаяся тем, что дополнительный бачок имеет две полости, разделенные мембраной, при этом одна из полостей - жидкостная, соединена с входной магистралью горючего двигателя, а другая - газовая, соединена с газовым баллоном высокого давления через клапан и редуктор давления.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

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).
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.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигательным установкам (ЖРДУ) с дожиганием генераторного газа. ЖРДУ включает баки окислителя и горючего, несколько модульных ЖРД, общую силовую раму и рулевые гидроприводы, при этом каждый модульный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, насосов горючего и окислителя, газогенератор, агрегаты автоматики, трубопроводы подачи горючего и окислителя в газогенератор и камеру сгорания и карданный подвес с рулевыми гидроприводами для изменения положения ракеты в пространстве, при этом в качестве модульных двигателей применены жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), выполненные по схеме с дожиганием генераторного газа, причем камера двигателя закреплена относительно силовой рамы в карданном подвесе, имеющем сильфонный узел, который через газовод соединен с выходом из турбины, а другой стороной соосно соединен с головкой камеры сгорания, при этом силовая рама представляет собой цельносварную ферменную конструкцию, состоящую из четырех равнозначных секций, выполненных из силовых стержней, и квадратной секции, в углах которой закреплены опорные площадки, а соединение силовой рамы с кольцом шпангоута ракеты осуществлено четырьмя силовыми стержнями, одни концы которых закреплены на каждой опорной площадке, а другие концы - пяты - прикреплены к кольцу шпангоута ракеты, причем указанные силовые стержни равномерно расположены по кольцу шпангоута, при этом соединение силовой рамы с двигателями выполнено с помощью опорных цилиндров, размещенных между опорными площадками и опорными кольцами сильфонного узла в месте крепления газовода, при этом ось опорных цилиндров совпадает с осью камер двигателей. Изобретение обеспечивает повышение жесткости и прочности конструкции. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит четыре камеры, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, бустерные турбонасосные агрегаты окислителя (БТНАО) и горючего (БТНАГ), газоводы, магистрали окислителя и горючего, системы продувки и управления, агрегаты регулирования и управления, сильфоны в газоводах, при этом в его магистралях перед входом окислителя в БТНАО и входом окислителя на его гидротурбину, в автомат осевой разгрузки ТНА перед входом окислителя в газогенератор неподвижно установлены фильтры с сеткой тонкостью фильтрации 0,03-0,05 мм и отверстиями диаметром 0,13-0,2 мм, предотвращающими прохождение частиц засорений диаметром, большим ячеек фильтров, и общей площадью поверхности фильтрации, превышающей внутренний диаметр магистрали или трубопровода в 1,5-2 раза. Предложено также использование охлаждаемых сильфонов в газоводах блоков гибких трубопроводов, в системе запуска на входе в пусковой баллон установлена решетка, в системе управления на входе и выходе электропневмоклапанов установлены сетчатые фильтры, в магистрали подвода горючего установлен фильтр, на входе горючего в головку камеры сгорания установлены два фильтра. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы систем и агрегатов ЖРД. 5 з.п. ф-лы, 21 ил.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля и/или сажи, и/или графита, и/или метана. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом топливе. В камеру сгорания или в корпус дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и гидразине. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Наверх