Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2568732:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

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.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для обеспечения их работоспособности.

В ЖРД имеются агрегаты, функционирование которых зависит от засорения внутренних полостей частицами мусора, проплавов в сварных соединениях, отслоений покрытий. Это может привести к отказу в работе агрегата и двигателя в целом.

Для обеспечения нормальной работы ЖРД его магистрали и агрегаты снабжают средствами защиты.

Известен жидкостный ракетный двигатель, который содержит силовую раму, камеру сгорания, узел подвески, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, блоки сопел крена, к которым через трехходовые краны газа и горючего присоединены соответственно трубопроводы подачи газогенераторного газа, другие концы которого соединены сначала трубопроводом отбора газа и трубопроводами горючего, при этом блоки сопел крена закреплены на нижнем силовом кольце, которое закреплено на выдвижной насадке (патент Россия №2441170, F02K 9/84, опубл. 27.01.2012).

К недостатку известного жидкостного ракетного двигателя следует отнести отсутствие фильтров в магистралях, незащищенность отверстий форсунок газогенератора и камеры сгорания от засорения частицами, содержащимися в компонентах топлива, незащищенность агрегатов подачи топлива от попадания твердых частиц в зазоры между вращающимися крыльчатками, шнеками и корпусами, особенно по магистралям окислителя, что может спровоцировать местные возгорания конструкции и привести к пожару на двигателе. На двигателе отсутствуют также продувки тупиковых зон, где могут скапливаться частицы, которые также способны привести к возгоранию.

Известен четырехкамерный жидкостный ракетный двигатель, пневмогидравлическая схема которого представлена на фиг.1, содержащий камеры 1, расположенные симметрично относительно оси изделия, турбонасосный агрегат 2, в состав которого входят насос окислителя 3, насос горючего 4 и газовая турбина 5. Горючее из насоса 4, проходя через дроссель 6 и клапан 7, по двум магистралям 8 поступает в межрубашечное пространство камер 1 двигателя. Окислитель от клапана 9 проходит по магистралям окислителя 10 и разветвляется на четыре патрубка 11 и через отсечные клапаны 12 поступает в головку камер двигателя.

К коллектору соплового аппарата ТНА параллельно оси двигателя крепится газогенератор 13. На газогенераторе 13 установлен клапан 14 пуска и отсечки горючего с присоединенным к нему стабилизатором 15, клапан 16 пуска и отсечки окислителя и другие агрегаты. Окислитель от насоса 3 окислителя поступает в регулятор 17 и далее к клапану окислителя 9 газогенератора (техническое описание 11Д55-00ТО двигателя 11Д55 разработки ОАО КБХА, г. Воронеж, см. фиг. 1, прототип).

Горючее поступает к головке 18 камеры сгорания 19 из охлаждающего тракта камеры через кольцевой коллектор 20 вокруг головки по двум трубопроводам в сетчатые фильтры 21 (фиг 2) и далее на кольцо завесы.

На выходе из клапана окислителя 9 (фиг. 1) установлена решетка 22 для равномерного распределения потока окислителя на камеры.

В газовых магистралях 23 на рулевые сопла 24 установлены сильфоны 25 для компенсации температурных деформаций при нагревании от протекающего высокотемпературного газа. Таким образом, в данном жидкостном ракетном двигателе предусмотрена защита при помощи фильтров от засорения только отверстий на кольцах завесы камеры сгорания.

В остальных магистралях и агрегатах установка фильтров для предотвращения засорения внутренних полостей двигателя не предусмотрена, поэтому надежность работы агрегатов снижена, а возможность возгорания трактов в агрегатах с вращающимися и перемещающимися деталями увеличена.

Недостатком известного двигателя является отсутствие охлаждения газовых сильфонов 25 в магистралях 23 на рулевые сопла 24, что снижает надежность работы газовых сильфонов при высокой температуре газа на управление двигателем.

Магистрали продувок, регулятор расхода также не защищены фильтрами или сетками. В них возможно попадание различных частиц, в том числе от изнашивающихся уплотнений, которые могут вызывать отказы или нарушение в работе агрегатов. Отсутствие фильтра в полости горючего головки камеры может вызвать засорение отверстий форсунок.

Задачами предлагаемого технического решения являются: устранение вышеперечисленных недостатков известных жидкостных ракетных двигателей, а именно повышение надежности работы агрегатов окислительных трактов, исключение возможности возгорания их трактов и магистралей окислителя от трения при засорении топлива, попадания металлических и других частиц, при неизменном гидравлическом сопротивлении магистралей; обеспечение работоспособности сильфонов, установленных в блоках гибких трубопроводов, газоводов между ТНА и камерами; повышение надежности подачи горючего по трубопроводу из пусковых баллонов на раскрутку турбины бустерного турбонасосного агрегата; обеспечение неизменности пневмосопротивления электропневмоклапанов при установке фильтров, повышение надежности системы продувки камер, газогенератора и тубуса ампулы газогенератора, содержащей дроссельные шайбы, а также работы электропневмоклапанов; повышение надежности работы регулятора расхода путем исключения возможного заклинивания его плунжерных пар; повышение надежности работы камеры.

Решение указанных задач достигнуто в предлагаемом ЖРД, содержащем 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.

Сильфоны в газоводах блоков гибких трубопроводов выполнены охлаждаемыми с подводом окислителя к блоку гибких трубопроводов через систему трубопроводов, содержащих дроссельные шайбы с диаметром отверстия проходного сечения 0,8-1,2 мм, защищенным с двух сторон сетками, предотвращающими засорение отверстия дроссельной шайбы частицами загрязнений, при этом сетки поджаты подкладными кольцами.

В системе запуска применен баллон пусковой, на входе в который установлена входная решетка для равномерного распределения газа на диафрагму, диафрагма по наружной поверхности снабжена выступающими буртиками и имеет со стороны входной решетки утолщение, а на выходе из баллона пускового установлена выходная решетка, предотвращающая перекрытие сечения выходного трубопровода от складывания диафрагмы под действием вытеснительного газа.

В системе управления применены электропневмоклапаны, на входе и выходе из которых установлены сетчатые фильтры со стороной ячейки, меньшей диаметра проходного сечения дроссельных шайб в 10-12 раз и зазора в плунжерной паре ЭПК в 3-5 раз, при этом сетчатый фильтр установлен между каркасом и втулкой и закреплен по концам неподвижного сетчатого фильтра и втулки, причем в каркасе и втулке выполнены продольные окна, суммарная площадь которых превышает проходное сечение трубопровода в 8-10 раз, а каркас фильтра зафиксирован в электропневмоклапане буртом штуцера.

В магистрали подвода горючего к регулятору расхода установлен фильтр с тонкостью фильтрации, меньшей щелевого зазора в плунжерных парах регулятора расхода в 3-5 раз, при этом фильтр содержит корпус, в котором установлен и закреплен внутренний каркас с надетой на него сеткой и внешним каркасом, поджатой втулкой, закрепленной на внутреннем каркасе, а внешний каркас закреплен завальцовками втулки и внутреннего каркаса.

На входе горючего в головку камеры сгорания установлены два фильтра: один для защиты от попадания на кольца завесы камеры крупных частиц засорений из охлаждающего тракта сопла камеры, а другой сетчатый фильтр для защиты от загрязнения отверстий форсунок головки камеры сгорания, при этом первый фильтр выполнен цилиндрической формы с перфорацией отверстий для фильтрации топлива по цилиндрической поверхности, установлен в угольнике коллектора на цилиндрической части камеры сгорания и закреплен к угольнику, от которого отведены трубопроводы на кольца завесы, а второй фильтр изготовлен из сетки и закреплен к стенкам коллектора.

Изобретение описывается на примере его конкретного осуществления со ссылками на чертежи.

На фиг. 3 представлена монтажная схема четырехкамерного ракетного двигателя с системой защиты критичных элементов его агрегатов.

На фиг. 4 показаны продольный разрез БТНА «О» и вид на него сверху.

На фиг. 5 приведен вид на автомат осевой разгрузки ТНА.

На фиг. 6 представлен продольный разрез газогенератора со входом окислителя.

На фиг. 7 показан вход окислителя на гидротурбину БТНА «О» с установленным фильтром.

На фиг. 8 представлен сильфонный компенсатор, установленный по входу «О» в двигатель.

На фиг. 9 приведен сферический фильтр, смонтированный в сильфоном компенсаторе.

На фиг. 10 показан фильтр, установленный в магистрали перед автоматом осевой разгрузки ТНА, отборами окислителя на гидротурбину БТНА «О» и на охлаждение сильфонов блоков гибких трубопроводов.

На фиг. 11 представлен блок гибких трубопроводов.

На фиг. 12 изображена дроссельная шайба с сеткой и подкладными кольцами.

На фиг. 13 приведен пусковой баллон.

На фиг. 14 и 15 представлен электропневмоклапан с установленными в нем сетчатыми фильтрами, а также показана плунжерная пара.

На фиг. 16 показан фильтр, установленный в магистрали подвода горючего к регулятору расхода.

На фиг. 17 изображен продольный разрез регулятора расхода.

На фиг. 18 и 19 изображена камера двигателя с отборами горючего на кольца завесы от угольника.

На фиг. 20 и 21 показана головка камеры с фильтрами.

Основными элементами двигателя и системы защиты его критичных элементов агрегатов являются следующие:

1 - камера (КС);

2 - турбонасосный агрегат (ТНА);

3 - газогенератор (ГГ);

4 - бустерный турбонасосный агрегат «О»;

5 - бустерный турбонасосный агрегат «Г»;

6 - газоводы;

7 - магистрали окислителя;

8 - магистрали горючего;

9 - система продувки;

10 - система управления;

11 - агрегат регулирования [регулятор расхода (РР)];

12 - агрегаты управления [электропневмоклапаны (ЭПК)];

13 - вход бустерного турбонасосного агрегата «О»;

14 - автомат осевой разгрузки ТНА;

15 - вход окислителя в газогенератор;

16 - вход окислителя в гидротурбину БТНАО;

17, 18, 19, 20 - фильтры;

h, h1 - щелевые зазоры автомата осевой разгрузки;

21 - форсунки газогенератора;

22 - блок гибких трубопроводов (БГТ);

23 - сильфон БГТ;

Н - щелевой зазор газовода БГТ;

П - полость коллектора окислителя БГТ;

П1 - полость сильфона;

24 - штуцер подвода «О» к БГТ;

25 - система трубопроводов подвода «О» к БГТ;

26 - дроссельные шайбы;

27 - сетка;

D - отверстие проходного сечения (1 мм);

28 - подкладное кольцо;

29 - вход в баллон пусковой;

30 - входная решетка;

31- диафрагма;

32 - буртики;

33 - уплотнение;

34 - выходная решетка;

35 - выходной трубопровод;

36 - вход в электропневмоклапан;

37 - выход из электропневмоклапана;

38 - сетчатые фильтры;

D1, D2 - диаметры проходного сечения дроссельных шайб ЭПК;

39 - плунжерные пары ЭПК;

40 - каркас;

41-втулка;

42 - продольные окна;

D3 - диаметр проходного сечения трубопровода;

43 - бурт штуцера;

44 - фильтр;

45 - плунжерные пары регулятора;

46 - корпус фильтра;

47 - внутренний каркас;

48 - сетка;

49 - внешний каркас;

50 - втулка;

51 - окна;

52 - вход горючего в головку камеры сгорания;

53, 54 - фильтры;

55 - кольца завесы камеры;

56 - охлаждающий тракт камеры;

57 - форсунки;

58 - боковая поверхность фильтра;

59 - угольник;

60 - коллектор;

61 - цилиндрическая часть камеры;

62 - трубопроводы на кольца завесы;

63 - сильфонный компенсатор;

64 - отбор окислителя на охлаждение сильфонов;

65 - баллон пусковой;

66 - электропневмоклапан;

67 - дроссельные шайбы;

68 - шнек;

69 - гидротурбина;

70 - венец;

71 - корпус подшипника;

72 - крыльчатка насоса «О»;

73 - каркас внутренний;

74 - каркас внешний;

75 - обойма;

76 - завальцовка;

77 - корпус;

78 - внутренний каркас;

79 - внешний каркас;

80 - окна;

81 - завальцовка;

82 - втулка;

83, 84 - сетка.

- сварной шов.

Жидкостный ракетный двигатель (фиг. 3), содержащий четыре камеры 1, турбонасосный агрегат 2, газогенератор 3, бустерные турбонасосные агрегаты 4, 5, газоводы 6, магистрали окислителя 7, магистрали горючего 8, систему продувки 9, систему управления 10, агрегат регулирования 11, агрегат управления 12, снабжен фильтром 17 (фиг. 9), установленным в сильфоном компенсаторе 63 (фиг. 8) перед входом 13 бустерного турбонасосного агрегата «О» 4; фильтром 18 (фиг. 10), установленным перед входом окислителя в автомат осевой разгрузки 14 ТНА 2 (фиг. 5), отбором окислителя 64 на охлаждение сильфонов БГТ 23, входом окислителя 16 в гидротурбину БТНАО (фиг. 7); фильтром 19 окислителя (фиг. 6), установленным на входе 15 в газогенератор 3 перед форсунками 21 газогенератора 3.

Сильфоны БГТ 23 (фиг. 3 и 11) выполнены охлаждаемыми с подводом окислителя к блоку гибких трубопроводов 22 через систему трубопроводов 25, которые содержат дроссельные шайбы 26 с диаметром проходного сечения D (фиг. 12) 0,8-1,2 мм.

На входе 29 в баллон пусковой 64 горючего установлена входная решетка 30 (фиг. 13). Диафрагма 31 по наружной поверхности снабжена выступающими буртиками 32 для уменьшения площади ее контакта с баллоном пусковым. Со стороны входной решетки 30 диафрагма 31 имеет уплотнение 33. На выходе из баллона пускового установлена выходная решетка 34, которая служит для предотвращения перекрытия проходного сечения выходного трубопровода 35 от складывания диафрагмы 31 под действием вытеснительного газа.

В системе управления 10 (фиг. 3) двигателя использованы электропневмоклапаны 66 (фиг. 14 и 15). На входе 37 и выходе 36 из электропневмоклапанов установлены сетчатые фильтры 38, которые имеют ячейку 0,08 мм, т.е. меньшую диаметра проходного сечения дроссельных шайб ЭПК D1, D2 (фиг. 15) в 10-12 раз, зазора плунжерной пары 39 ЭПК - в 3-5 раз, диаметра проходного сечения дроссельных шайб в системе продувки 9 - в 15-20 раз для ампулы с пусковым топливом 68 и газогенератора 3. При этом сетчатый фильтр 38 установлен между каркасом 40, втулкой 41 и закреплен при помощи сварки по своим концам и втулки 41. Причем в каркасе 40 и втулке 41 выполнены продольные окна 42, а каркас 40 фильтра 38 зафиксирован в электропневмоклапане 66 буртом 43 штуцера 36. Суммарная площадь продольных окон превышает проходные сечение трубопровода в 8-10 раз, поэтому установка фильтров не увеличивает пневмосопротивление магистралей управления.

В магистрали подвода горючего 8 (фиг. 3) к регулятору расхода 11 установлен фильтр 44 (фиг. 16). Ячейка 0,04 мм фильтра выполнена в 3-5 раз меньшей щелевого зазора в плунжерных парах 45 регулятора расхода 11 (фиг. 17). Фильтр 44 содержит корпус фильтра 46, в котором установлен и закреплен сваркой внутренний каркас 47 с надетой на него сеткой 48 и внешним каркасом 49, поджатой втулкой 50, закрепленной сваркой на внутреннем каркасе 47, а внешний каркас 49 закреплен завальцовками втулки 50 и внутреннего корпуса 47. Гидравлическое сопротивление магистрали подвода горючего 8 к регулятору расхода 11 вследствие размещения в ней фильтра 44 не увеличено, т.к. площадь проходная сетки 48 в несколько раз превышает площадь проходного сечения магистрали подвода горючего 8.

На фиг. 18 приведен фрагмент камеры 1 ЖРД, на цилиндрической части 61 которой выполнен коллектор 60 горючего с приваренным к его штуцеру угольником 59 по входу горючего 52 в головку камеры сгорания. По обе стороны от угольника 59 отведены трубопроводы 62 на 3 кольца завесы (фиг. 19). Отбор горючего в трубопроводах на кольца завесы произведен за фильтром 53 (фиг. 20 и 21), установленным в угольнике 59. Этот фильтр служит для защиты от попадания на кольца завесы камеры более крупных частиц засорений из охлаждающего тракта сопла камеры.

Другой фильтр 54 служит для защиты от засорения отверстий форсунок 57 головки камеры сгорания. Фильтр 53 выполнен цилиндрической формы из трубы с перфорацией отверстий для фильтрации по боковой поверхности и закреплен сваркой к угольнику 59. Фильтр 54 изготовлен из сетки и закреплен к стенкам коллектора 60 при помощи сварки.

Средства защиты агрегатов ЖРД работают следующим образом. Фильтр 17 (фиг. 9), смонтированный на выходе из сильфонного компенсатора 63, установленного по входу «О» в двигатель, предназначен для защиты тракта окислителя и агрегатов в нем от попадания засорений, мелких частиц, в том числе металлической стружки из бака окислителя РН и в самом окислителе. Фильтр 17 содержит внутренний и внешний каркасы 73, 74 с установленной между ними сеткой, закрепленной в обойме 75 при помощи завальцовки 76. Частицы сора, попадая в малые щелевые зазоры 91, 92 между вращающимися частями агрегатов и неподвижными деталями корпусов этих агрегатов, например, между шнеком 68 (фиг. 4) и корпусом входа, венцом 70 гидротурбины 69 и корпусом входа БТНАО, вызывают трение и местный разогрев материала этих деталей, что приводит к его возгоранию в окислителе и пожару на двигателе.

Аналогично обстоит дело и с деталями автомата осевой разгрузки (фиг.5): попадание частиц сора в щелевые зазоры h и h1 между корпусом подшипника 71 и крыльчаткой насоса «О» 72 также способно привести к возгоранию металла в среде окислителя и вызвать аварийную ситуацию при работе двигателя.

Фильтр 18 (фиг. 10), установленный перед разветвлением магистрали окислителя 7 (фиг. 3) на гидротурбину БТНАО, автоматом осевой разгрузки и охлаждение сильфона БГТ 24 (фиг. 11), надежно предохраняет БТНАО и ТНА от попадания частиц на их критичные элементы и обеспечивает их работоспособность. Фильтр 18 содержит корпус 77, соединенный с внутренним каркасом 78 сваркой. Между внутренним и внешним каркасами 78, 79 установлена сетка 83. Внешний каркас 79 и сетка 83 закреплены завальцовками 81 во внутреннем каркасе 78 и втулке 82.

Помимо вышеперечисленных случаев засорение отверстий малого диаметра форсунок 21 окислителя в газогенераторе 3 (фиг. 6) вызывает изменение соотношения расходов компонентов горючего и окислителя в сторону избытка горючего, что приводит к резкому увеличению температуры их сгорания и пожару в агрегате или выгоранию лопаток турбины турбонасосного агрегата. Фильтр 19 (фиг. 6), установленный в газогенераторе, предотвращает данную ситуацию и надежно защищает его форсунки от засорения, обеспечивая тем самым нормальную работу газогенератора 3.

Сильфоны 23 (фиг. 11) блоков гибких трубопроводов 22 охлаждаются окислителем, подводимым через штуцер 24 от системы трубопроводов 25 (фиг. 3) в полость П коллектора окислителя БГТ. Окислитель поступает в полость П1 сильфона 23 и через щелевой зазор H вбрасывается в поток окислительного газа, поступающего в головку камеры сгорания. Проходное сечение дроссельных шайб 26 диаметром 0,8-1,2 мм выбрано, исходя из необходимого расхода окислителя на охлаждение сильфона 23. Сетки 27, установленные с двух сторон дроссельной шайбы 26, поджатые подкладными кольцами 28, надежно защищают отверстия D от засорения, обеспечивая заданный расход окислителя на охлаждение сильфона 23 блока гибких трубопроводов 22 и его работоспособность в условиях протекания по магистрали высокотемпературного окислительного газа.

Входная решетка 30 (фиг. 13) в баллоне пусковом 64 равномерно распределяет вытеснительный газ на диафрагму 31 по площади, в несколько раз большей площади проходного сечения входа 29 в баллон пусковой, снижая риск прорыва диафрагмы 31. Буртики 32 на диафрагме 31 исключают ее прилипание к внутренней поверхности баллона пускового и улучшают условия поступления вытеснительного газа в щелевой зазор между диафрагмой и баллоном пусковым, а также равномерность обжатия диафрагмы. Со стороны входа в баллон пусковой утолщение 33 диафрагмы 31 повышает ее прочность в месте воздействия вытеснительного газа, увеличивает ее жесткость и улучшает условия равномерного выгибания диафрагмы внутрь баллона пускового 64.

Выходная решетка 34 исключает перекрытие проходного сечения выходного трубопровода 35 диафрагмой 31, обеспечивает необходимый расход горючего на пусковую турбину бустерного турбонасосного агрегата горючего 5 и нормальную его работу на запуске двигателя.

Сетчатые фильтры 38 (фиг. 14 и 15) ЭПК, предохраняя дроссельные шайбы 67 магистралей продувки ампулы пусковой 68 и газогенератора 3, а также дроссельные шайбы ЭПК с отверстиями D1, D2 и его плунжерные пары 39 от попадания различных соринок, кусков резиновых уплотнений агрегатов и других частиц, обеспечивают нормальное функционирование агрегатов управления 12 (ЭПК), газогенератора 3, БТНАО 4 и других агрегатов двигателя.

Фильтр 44 магистрали подвода горючего 8 к регулятору расхода 11 (фиг. 17) надежно защищает его плунжерные пары 45 от засорения и, тем самым, обеспечивает нормальное функционирование составных узлов регулятора расхода, предотвращает их заклинивание и обеспечивает работоспособность регулятора расхода 11 в целом по поддержанию необходимости расхода горючего на газогенератор 3 и работу всего двигателя.

Фильтр 53 (фиг. 21), установленный в угольнике 59 на головке камеры сгорания, предохраняет отверстия колец завес 55 (фиг. 20) от засорения частицами грязи, окалины от сварки, пайки и др., попадающих из охлаждающего тракта сопла камеры и трубопроводов в головку камеры сгорания и далее на кольца завес и форсунки 57. Для более тонкой очистки горючего, поступающего на форсунки 57, от содержащихся в нем частиц пыли, ворсинок, мелкой стружки из бака и других частиц потребовалась установка фильтра 54 в коллекторе 60 (фиг. 18), имеющего более мелкую ячейку сетки. Фильтры 53 и 54 обеспечивают достаточную чистоту горючего, поступающего на форсунки и кольца завесы камеры сгорания, а следовательно, и надежную работу камеры ЖРД.

Положительный технический эффект от внедрения предложенных конструкторских решений в ЖРД заключается в обеспечении надежной защиты критичных элементов его агрегатов от засорения, возгорания, нарушения работоспособности а также в повышении надежности функционирования ЖРД на всех этапах его работы.

Повышая надежность работы двигателя, система защиты критичных элементов способствует обеспечению целостности и сохранности стендовых систем при наземной отработке двигателя, а также выполнению задач двигателя в составе ракеты-носителя при летно-космических испытаниях.

Экономический эффект от внедрения изобретения заключается в повышении надежности ЖРД и сокращении возможных потерь при его внештатной работе.

1. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий 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, отличающийся тем, что 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.

2. ЖРД по п. 1, отличающийся тем, что в нем сильфоны в газоводах блоков гибких трубопроводов выполнены охлаждаемыми с подводом окислителя к блоку гибких трубопроводов через систему трубопроводов, содержащих дроссельные шайбы с диаметром отверстия проходного сечения 0,8-1,2 мм, защищенным с двух сторон сетками, предотвращающими засорение отверстия дроссельной шайбы частицами загрязнений, при этом сетки поджаты подкладными кольцами.

3. ЖРД по п. 1, отличающийся тем, что в нем в системе запуска применен баллон пусковой, на входе в который установлена входная решетка для равномерного распределения газа на диафрагму, диафрагма по наружной поверхности снабжена выступающими буртиками и имеет со стороны входной решетки утолщение, а на выходе из баллона пускового установлена выходная решетка, предотвращающая перекрытие сечения выходного трубопровода от складывания диафрагмы под действием вытеснительного газа.

4. ЖРД по п. 1, отличающийся тем, что в нем в системе управления применены электропневмоклапаны, на входе и выходе из которых установлены сетчатые фильтры со стороной ячейки, меньшей диаметра проходного сечения дроссельных шайб в 10-12 раз и зазора в плунжерной паре ЭПК в 3-5 раз, при этом сетчатый фильтр установлен между каркасом и втулкой и закреплен по концам неподвижного сетчатого фильтра и втулки, причем в каркасе и втулке выполнены продольные окна, суммарная площадь которых превышает проходное сечение трубопровода в 8-10 раз, а каркас фильтра зафиксирован в электропневмоклапане буртом штуцера.

5. ЖРД по п. 1, отличающийся тем, что в магистрали подвода горючего к регулятору расхода установлен фильтр с тонкостью фильтрации, меньшей щелевого зазора в плунжерных парах регулятора расхода в 3-5 раз, при этом фильтр содержит корпус, в котором установлен и закреплен внутренний каркас с надетой на него сеткой и внешним каркасом, поджатой втулкой, закрепленной на внутреннем каркасе, а внешний каркас закреплен завальцовками втулки и внутреннего каркаса.

6. ЖРД по п. 1, отличающийся тем, что на входе горючего в головку камеры сгорания установлены два фильтра: один для защиты от попадания на кольца завесы камеры крупных частиц засорений из охлаждающего тракта сопла камеры, а другой сетчатый фильтр для защиты от загрязнения отверстий форсунок головки камеры сгорания, при этом первый фильтр выполнен цилиндрической формы с перфорацией отверстий для фильтрации топлива по цилиндрической поверхности, установлен в угольнике коллектора на цилиндрической части камеры сгорания и закреплен к угольнику, от которого отведены трубопроводы на кольца завесы, а второй фильтр изготовлен из сетки и закреплен к стенкам коллектора.



 

Похожие патенты:

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 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).

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания.

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.

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.

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 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.
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.

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.

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.
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.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±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 аммиаке. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится гидрид или смесь гидридов, и вещества или смесь веществ, содержащие кислород в связанном состоянии, причем кислород имеется в таком количестве, чтобы в результате реакции выделялся водород. При этом ракетный двигатель используется в качестве водородовыделяющей шашки для жидкостного или твердотопливного ракетного двигателя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов. Дренажное устройство ЖРД, содержащее корпуса дренажей, приваренные к корпусам элементы трубопроводной арматуры для подсоединения к ним труб дренажей, установленные в корпусах заглушки консервации, резиновые прокладки, крышка, пластина, в нем дренажные трубы объединены в две группы: окислителя и горючего, и пристыкованы к угольникам на корпусах коробок дренажей окислителя и горючего соответственно, при этом заглушки консервации выполнены съемными и закреплены в корпусах при помощи резьбовых крепежных элементов и загерметизированы при помощи уплотнительных прокладок, на выходе из угольников выполнены цилиндрические отверстия с классом шероховатости поверхностей Н9 (не менее 0,8) для подсоединения наконечников стендовых трубопроводов, снабженных уплотнительными кольцами, снаружи фланца на выходе из коробки дренажей горючего выполнена резьба, на которую наворачивается технологическая заглушка, а снаружи фланца на выходе из коробки дренажей окислителя выполнен бурт с шестью резьбовыми отверстиями для установки винтов крепления и технологической заглушки. Изобретение обеспечивает улучшение условий заполнения полостей горючим за счет их вакуумирования и условия запуска двигателя. 2 з.п. ф-лы, 22 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя состоит из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своими воспламенителями подаваемого рабочего тела. Изобретение обеспечивает повышение скорости истечения отработанного рабочего тела за счет повышения расхода рабочего тела в единицу времени. 1 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости. Выходная часть сопла имеет конический раструб, переходящий в полый цилиндр. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение массы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки (ДУ) КО, уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 37,93±20% и воды 62,07±20%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится гидрид или смесь гидридов и вещества или смесь веществ, содержащие воду в связанном состоянии. В качестве веществ, содержащих воду в связанном состоянии, используют квасцы, или силикагель, или буру, или сульфат магния, или хлорид кальция. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду. В камеру сгорания подают расплавленного бериллия 33,3±20% и воды 66,7±20%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится бериллия 20,38% и кристаллогидрата сульфата магния 79,62%. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя. В способе моделирования, включающем введение в экспериментальную установку продуктов газификации из каждого бака, зажигание рабочей смеси, проведение измерений параметров процесса, в соответствии с изобретением при моделировании процесса сжигания продуктов газификации окислителя, исследуемый состав приготавливают путем смешения газообразного окислителя, паров воды и гелия, а при моделировании процесса сжигания продуктов газификации горючего, исследуемый состав приготавливают путем смешения теплоносителя, газообразного горючего и гелия. Устройство для реализации способа, включающее в свой состав коллектор, экспериментальный бак, магистрали подачи компонентов топлива, при этом в его состав введены баллоны, наполненные продуктами газификации компонентов топлива и соединенные через регулируемые клапаны, и дроссели с коллектором, система зажигания продуктов газификации. Изобретение обеспечивает расширение экспериментальных методов исследований сжигания сложных составов, а также снижение затрат при проведении экспериментальных исследований. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх