Жидкостный ракетный двигатель


 


Владельцы патента RU 2579295:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами. Изобретение обеспечивает повышение надежности воспламенения за счет использования газифицированных в охлаждающем тракте камеры двигателя компонентов топлива для поджига компонентов топлива в запальном устройстве камеры. 1 ил.

 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при проектировании ЖРД. Одной из наиболее сложных задач, стоящих при создании ЖРД, является отработка процесса воспламенения несамовоспламеняющихся компонентов топлива в «горячих» агрегатах: камере и газогенераторе.

Для решения этой задачи, с одной стороны, применяются различные поджигающие устройства: электрические, пиротехнические, плазменные, лазерные, химические. С другой стороны, в связи с широким применением в ЖРД криогенных компонентов топлива (кислород, водород, метан и др.), к компонентам топлива, подаваемым в воспламеняющие устройства, предъявляются требования по однозначности их фазового состояния.

Неоднозначность фазового состояния, а следовательно, и параметров компонентов топлива, может привести как к критической задержке воспламенения и даже срыву воспламенения и незапуску двигателя, так и к воспламенению компонентов топлива при температуре, превышающей максимально допустимую, что приводит к возгоранию элементов конструкции и аварии.

Известна схема двигателя (патент №2410559, зарегистрирован 27.01.2011, приоритет 13.08.2009), охлаждающий тракт камеры которого состоит из двух отдельных участков, один из которых охлаждается горючим, а другой окислителем, при этом каждый из газифицированных компонентов топлива приводит во вращение турбину ТНА «своего» компонента топлива. Недостатком этой схемы является неиспользование газифицированных в охлаждающем тракте камеры двигателя компонентов топлива для поджига компонентов топлива в запальном устройстве камеры (и, возможно, газогенератора при газогенераторной схеме) для надежного воспламенения.

Целью предлагаемого изобретения является устранение этого недостатка, а именно, использование газифицированных в охлаждающем тракте компонентов топлива для организации поджига в запальном устройстве, а следовательно, и в «горячих» агрегатах двигателя. Поставленная цель достигается тем, что жидкостный ракетный двигатель, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемой, представленной на чертеже, где изображены следующие агрегаты:

1 - Камера;

2 - Смесительная головка;

3 - Участок охлаждения тракта, использующего горючее;

4 - Участок охлаждения тракта, использующего окислитель;

5 - Запальное устройство;

6 - Свеча;

7, 8 - Магистрали, подводящие компоненты топлива к запальному устройству;

9 - Катушка зажигания;

10 - Электрический кабель;

11 - ТНА окислителя;

12 - Насос окислителя;

13 - Турбина окислителя;

14 - Магистраль, подводящая окислитель к охлаждающему тракту камеры;

15 - Магистраль, подводящая окислитель к турбине 13;

16 - Магистраль, подводящая окислитель к форсуночной головке камеры;

17 - ТНА горючего;

18 - Насос горючего;

19 - Турбина горючего;

20 - Магистраль, подводящая горючее к охлаждающему тракту камеры;

21 - Магистраль, подводящая горючее к турбине 19;

22 - Магистраль, подводящая горючее к форсуночной головке камеры;

23, 24 - Клапаны в магистралях питания запального устройства;

25, 26 - Шайбы в магистралях питания запального устройства.

Согласно схеме, приведенной на чертеже, двигатель включает следующие агрегаты: камеру 1 со смесительной головкой 2 и охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения: горючим 3 и окислителем 4. В головку камеры установлено запальное устройство 5, к которому подсоединены магистрали питания: горючим 8 и окислителем 7 с клапанами 24 и 23. В состав двигателя входят насосные агрегаты (бустерные насосные агрегаты и агрегаты системы управления для простоты не показаны). ТНА окислителя 11 состоит из насоса 12 и турбины 13. ТНА горючего 17 состоит из насоса 18 и турбины 19. Насос окислителя соединен магистралью 14 с участком охлаждения окислителем тракта камеры. Выход из охлаждающего тракта магистралью 15 подсоединен к турбине 13 турбонасосного агрегата окислителя и магистралью 7 к запальному устройству 5. Подобным образом насос горючего 18 магистралью 20 подсоединяется к участку охлаждения горючим тракта камеры, а выход из охлаждающего тракта магистралью 21 подсоединен к турбине 19 и магистралью 8 к запальному устройству 5.

Выходные полости турбин магистралями 16 и 22 подсоединены к соответствующим полостям смесительной головки. Запальное устройство содержит свечу 6, которая, в свою очередь, электрическим кабелем 10 соединена с катушкой зажигания 9.

Двигатель согласно схеме работает следующим образом. Камера сгорания и ее охлаждающий тракт в предпусковой период имеют температуру порядка ±50°C, если это первый пуск двигателя. Если это двигатель многократного запуска и это один из повторных запусков, то температура охлаждающего тракта камеры сгорания еще выше, до 100°C. Этого диапазона температур достаточно для газификации первых порций криогенных компонентов: водорода (Ткип=-253°C), кислорода (Ткип=-183°C), метана (Ткип=-162°C).

На этом строится принцип надежного воспламенения криогенных компонентов в запальном устройстве камеры сгорания. Работа двигателя на этапе запуска производится следующим образом. После открытия входных клапанов (по данной схеме они расположены в двигательном отсеке ракетного блока) компоненты поступают в насосы 12 и 18 и далее под баковым давлением поступают в соответствующие участки охлаждающего тракта камеры, где они подогреваются за счет тепла конструкции камеры, газифицируются и поступают по магистралям 7 и 8 в запальное устройство камеры сгорания, где они воспламеняются от источника воспламенения, в данном случае свечи 6, которая получает электрический высоковольтный импульс от катушки зажигания 9 через электрический кабель 10. Расходы компонентов, поступающих в запальное устройство, определяются дроссельными шайбами 25 и 26. Другая, большая часть газифицированных компонентов по магистралям 15 и 21 поступает на турбины 13 и 19, приводя их во вращение, и по магистралям 16 и 22 поступает в камеру сгорания, где она поджигается продуктами сгорания из запального устройства. Давление и температура в камере сгорания возрастают, температура компонентов в охлаждающем тракте возрастает, мощность турбин возрастает, двигатель выходит на расчетный режим. Клапанами 23 и 24 отсекаются расходы компонентов на запальное устройство.

Здесь описана безгенераторная схема двигателя. В случае использования схемы двигателя, с применением газогенератора газифицированные компоненты топлива из охлаждающего тракта камеры подаются в камеру и газогенератор. По этой причине в формуле изобретения применяется термин «горячие агрегаты».

Предложенное техническое решение позволяет упростить конструкцию ЖРД, работающих на криогенных компонентах топлива, за счет использования газифицированных компонентов топлива для организации поджига в запальном устройстве, а следовательно, и в «горячих агрегатах» двигателя и тем самым повысить надежность жидкостного ракетного двигателя.

Жидкостный ракетный двигатель, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», отличающийся тем, что выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю.

Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство.

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 ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.

Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, например для ЖРД с многократным включением в полете. В способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника согласно изобретению фокусирование лазерного луча осуществляют одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью компонентов топлива полости по крайней мере одной форсунки многофорсуночной смесительной головки с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки. Способ реализуется в устройстве лазерного воспламенения, содержащем лазер с узлом накачки, оптический световод, фокусирующую линзу, установленную в корпусе, согласно изобретению внутренняя полость корпуса с фокусирующей линзой соединена с полостью смесительной головки. Изобретение обеспечивает воспламенение компонентов топлива лазерной системой сначала в полости одной или нескольких форсунок смесительной головки, а далее во всем объеме камеры сгорания, что повышает надежность воспламенения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх