Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2551713:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

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 ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Улучшение энергетических характеристик путем повышения полноты сгорания топлива является одной из основных задач, стоящих при создании ЖРД. Эта задача решается улучшением смесеобразования в камере сгорания, что в свою очередь достигается увеличением распыла компонентов топлива в камере сгорания. При этом наиболее эффективным способом является газификация хотя бы одного из компонентов топлива.

Известен ЖРД с вытеснительной подачей компонентов топлива (патент на ЖРД США №3151448, Реферативный журнал, Авиационные и ракетные двигатели №3, 1966 г.), камера сгорания которого жестко соединена со вспомогательной камерой, при этом окислитель и горючее подаются во вспомогательную камеру и основную камеру через отверстия и форсуночные блоки, что обеспечивает газификацию компонентов топлива во вспомогательной камере, и высокую полноту сгорания компонентов топлива и многоступенчатое воспламенение в основной камере сгорания.

Недостатком конструкции этого двигателя является невозможность использовать энергию газа, вырабатываемого во вспомогательной камере для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА) ввиду протекания процесса газогенерации внутри жесткой конструкции, ограниченной стенками вспомогательной камеры. Вследствие этого невозможно использовать эту конструкцию в современных ЖРД с высокими удельными параметрами, применяющих турбонасосную систему подачи.

Целью предлагаемого изобретения является повышение энергетических возможностей ЖРД, выполненных с использованием вспомогательной камеры сгорания и с турбонасосной системой подачи.

Поставленная цель достигается тем, что ЖРД, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенных в единый блок, согласно изобретению 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.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемами двигателя, приведенными на фиг. 1 и 2, где представлены следующие агрегаты:

1. Вспомогательная камера.

2. Камера сгорания.

3. Насос ТНА окислителя.

4. Насос ТНА горючего.

5. Магистраль подачи газа на турбину ТНА.

6. Турбина ТНА.

Для упрощения схемы в ней не показаны агрегаты управления и регулирования, преднасосы, возможные дополнительные ступени турбины, система воспламенения.

Согласно схеме, представленной на фиг. 1, ЖРД состоит из вспомогательной камеры 1, жестко соединенной с камерой сгорания 2. Вспомогательная камера 1 соединена с насосом окислителя 3. По линии горючего вспомогательная камера 1 соединена с охлаждающим трактом камеры сгорания 2 и магистралью 5 соединена с турбиной 6. Камера сгорания 2 соединена с насосом горючего 4.

Двигатель работает следующим образом. Жидкий окислитель подается в насос окислителя 3, откуда подается в головку вспомогательной камеры 1, которая вырабатывает газ с избытком окислителя. Горючее подается в насос 4 и из него в охлаждающий тракт камеры 2, из которого некоторая часть поступает в форсуночную головку вспомогательной камеры 1, а большая часть поступает на форсунки головки камеры сгорания 2. Во вспомогательной камере 1 компоненты топлива воспламеняются. Начинается процесс горения компонентов топлива. Часть газа по магистрали 5 подается на турбину 6, которая, вращаясь, приводит во вращение насосы. Давление за насосами повышается и двигатель выходит на расчетный режим.

Основной расход газа из вспомогательной камеры 1 поступает на форсунки камеры сгорания 2, куда поступает и основной расход горючего из охлаждающего тракта. Происходит процесс высокотемпературного дожигания окислительного газа, который, расширяясь в сопле камеры, создает тягу двигателя. При этом в результате того, что один из компонентов топлива подается на форсунки камеры в газообразном состоянии, улучшается качество смесеобразования и эффективность сгорания компонента топлива, т.е. улучшаются энергетические характеристики двигателя.

Для дальнейшего повышения эффективности процесса горения компонентов топлива в камере сгорания разработана схема, представленная на фиг. 2, где в отличие от схемы на фиг. 1, добавлен газогенератор 7, соединенный с магистралями окислителя и горючего и работающий с избытком горючего. Газ, вырабатываемый в газогенераторе 7, поступает в форсуночную головку камеры сгорания 2. Таким образом, камера сгорания 2 работает по схеме «газ-газ».

Использование предлагаемого изобретения позволит улучшить внутреннюю энергетику ЖРД и обеспечить максимально качественное смесеобразование компонентов топлива в смесительной головке камеры сгорания, тем самым повысить эксплуатационные показатели двигателя (ресурс, экономичность и надежность).

1. Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенных в единый блок, отличающийся тем, что двигатель снабжен турбонасосным агрегатом, вход в турбину которого сообщен со вспомогательной камерой.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что двигатель дополнительно снабжен газогенератором, работающим с избытком второго компонента топлива, выход из которого сообщен с форсуночной головкой камеры сгорания.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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 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.

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).

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, 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.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий газогенератор, имеющий головку и расположенный под ним турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, основную турбину и насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, при этом выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапан окислителя с головкой газогенератора, при этом на источнике высокого давления выполнена торцовая 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 и их совмещения с одним из сопловых аппаратов, а трубопровод в месте соединения с газогенератором установлен радиально. Заслонка соединена с приводом. Заслонка соединена с приводом через механическую передачу. Может быть установлено два или более источников высокого давления. Изобретение обеспечивает многоразовый запуск ТНА и двигателя в полете. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием окислительного генераторного газа. Газовый тракт на выходе из газогенератора и в корпусе турбины ТНА снабжен гальваническим никелевым и медным покрытиями, повышающими стойкость агрегатов к возгоранию, единый концевой участок изогнутого трубопровода двигателя в полетной комплектации снабжен смотровым отверстием и приваренным к нему резьбовым штуцером осмотра колеса турбины с установленной на нем заглушкой и уплотнительным кольцом, в патрубках на выходе из единого концевого участка изогнутого трубопровода смонтированы резьбовые штуцеры с установленными в них тремя термопарами, имеющими различную длину чувствительного элемента, и уплотнительными прокладками, на прямолинейных участках разветвленного изогнутого трубопровода установлены теплообменники, снабженные штуцерами подвода и отвода газа наддува, причем штуцер подвода газа наддува расположен ниже по потоку окислительного генераторного газа. Изобретение обеспечивает повышение надежности места соединения газогенератора с ТНА и единого концевого участка изогнутого трубопровода с выходом турбины, а также повышение надежности работы двигателя, его агрегатов ТНА и газогенератора. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

Блок сопел // 2587729
Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально закрытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок сопел состоит из корпусов, герметично соединенных между собой общим патрубком входа сваркой. Затворы установлены в корпусы. Седла с гибкими обечайками установлены в проточки корпусов с натягом. Уплотнительные кольца поджаты прорезными пружинами. Таким образом, применение указанного блока сопел позволяет снизить утечки генераторного газа через уплотнительные кольца и седла с гибкой обечайкой и утечки управляющего гелия через уплотнительные кольца, что способствует снижению массы жидкостного ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх