Жидкостный ракетный двигатель



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

 

F02K99/00 - Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)

Владельцы патента RU 2612232:

Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для запуска ЖРД. Жидкостной ракетный двигатель содержит блок управления, камеру, турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и газогенератор, установленный на нем и соединенный газоводом с камерой, запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата, соединенный силовыми кабелями с средством интенсификации горения, при этом в качестве средства интенсификации горения применены СВЧ-излучатели, установленные на поверхности камеры и/или газогенератора. Генераторы СВЧ-излучения могут быть установлены радиально на хомутах в форме полуколец. В качестве генераторов СВЧ излучения могут быть применены магнетроны, клистроны. Генераторы СВЧ-излучения могут быть соединены с электрогенератором через коммутатор. Изобретение обеспечивает улучшение полноты сгорания компонентов ракетного топлива и улучшение запуска. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, МПК F02K 9/42, опубл. 10.11.1997 г., предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания. Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684, МПК F02K 9/48, опубл. 20.08.2002 г. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания, и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г, который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и, как следствие, большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.

Известен: ЖРД по патенту РФ №2466292, опубл. 10.11.2012 г., прототип устройства.

Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, также он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.

Недостатки этой конструкции ЖРД: допускает только одноразовое включение в полете и недостаточно эффективный контроль работы ЖРД и его управление. Многоразовое включение иногда применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракеты-носителя. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично из-за необходимости иметь мощный источник энергии из-за больших расходов окислителя и горючего, имеющих низкую температуру.

Недостаток: неполное сгорание горючего в камере сгорания.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2545613, МПК F02K 9/48, опубл. 10.04.2015 г.

Этот ЖРД содержит блок управления, камеру, турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и газогенератор, установленный на нем и соединенный газоводом с камерой, запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата, соединенный силовыми кабелями с средством интенсификации горения.

Недостатком является относительно низкая эффективность влияния активации топлива на полноту сгорания в камере. Она позволяет повысить полноту сгорания на 0,1…0,2%. В то же время топливо в камере сгорания не сжигается полностью (от 2 до 6%).

Даже при подводе к активатору большой мощности радикалы, являющиеся инициаторами горения, имеющие очень малое время жизни, диссоциируют и рекомбинируют.

Задачей создания изобретения является повышение полноты сгорания горючего, улучшение запуска и уменьшение мощности, потребляемой запальными устройствами.

Достигнутый технический результат - повышение полноты сгорания и улучшение запуска.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем блок управления, камеру, турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину. Насосы окислителя и горючего и газогенератор, установленный на нем и соединенный газоводом с камерой, запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата, соединенный силовыми кабелями с средством интенсификации горения, отличающейся тем, что в качестве средства интенсификации горения применены СВЧ-излучатели, установленные на поверхности камеры и/или газогенератора.

Генераторы СВЧ-излучения могут быть установлены радиально на хомутах в форме полуколец. В качестве генераторов СВЧ излучения могут быть применены магнетроны. В качестве генераторов СВЧ излучения могут быть применены клистроны. Генераторы СВЧ-излучения могут быть соединены с электрогенератором через коммутатор.

Способ запуска ЖРД, включающий раскрурку ТНА и подачу окислителя и горючего в газогенератор и камеру сгорании, отличающийся тем, что перед запуском ЖРД включают облучение камеры сгорания и/или газогенератора СВЧ-излучателями.

Сущность изобретения поясняется чертежами (фиг. 1…10), где:

- на фиг. 1 приведена схема ЖРД,

- на фиг. 2 приведена камера,

- на фиг. 3 приведена головка камеры,

- на фиг. 4 приведена конструкции крепления СВЧ-излучателя,

- на фиг. 5 приведена конструкция хомутов,

- на фиг. 6 приведено крепление переходника СВЧ-излучателя к хомуту,

- на фиг. 7 приведена конструкция переходника для установки СВЧ-излучателя.

- на фиг. 8 приведен второй вариант конструкции переходника для установки СВЧ-излучателя,

- на фиг. 9 приведен СВЧ-излучатель, первый вариант,

- на фиг. 10 приведен СВЧ-излучатель, второй вариант.

Жидкостный ракетный двигатель (фиг. 1…10) содержит камеру 1, содержащую камеру сгорания 2 с соплом 3 и ТНА 4, подстыкованный к камере 1 посредством газовода 5. На ТНА 4 установлен газогенератор 6 и электрогенератор 7. Камера 1 посредством (или ТНА 3) центрального шарнира 8 закреплена на раме 9.

ТНА 4 содержит, в свою очередь, турбину 10, насос окислителя 11 и насос горючего 12. Турбонасосный агрегат 4 может содержать дополнительный насос горючего 13. Выход из насоса горючего 12 соединен трубопроводом 14 с входом в дополнительный насос горючего 13 (при его наличии).

На камере сгорания 2 снаружи установлены СВЧ-излучатели 15, которые силовыми кабелями 16 через коммутатор 17 соединены с электрогенератором 7.

В качестве СВЧ-излучателей могут быть использованы магнетроны или клистроны.

ЖРД оборудован блоком управления 18, который электрическими связи 19 соединен с коммутатором 17. Кроме того, на камере сгорания 2 установлены запальные устройства 20, а на газогенераторе 7 - запальные устройства 21, соединенные электрическими связями 19 с блоком управления 18.

Камера 1 содержит головку 22 (фиг. 1 и 2), содержащую, в свою очередь, конический корпус 23, под которым установлено внутреннее днище 24 и огневое днище 25. Внутри конического корпуса 23 образована полость 26, между внутренним и огневым днищами 24 и 25 - полость 27, а под огневым днищем 25 полость горения 28.

Камера 1 содержит форсунки окислителя 29 и горючего 30. Форсунки окислителя 29 соединяют полости 26 и 28, а форсунки горючего 30 полости 27 и 28. Камера сгорания 2 содержит внешнюю оболочку 31 и внутреннюю оболочку 32 с зазором 33 между ними. ТНА 4 крепится к камере 1 при помощи шарнирных тяг 34. Газовод 5 также входит в силовую схему.

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена также на фиг. 1 и содержит трубопровод горючего 35, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 12, содержащим пускоотсечной клапан 36, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 37 камеры 1. Выход из насоса окислителя 11 трубопроводом окислителя 38, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 39, соединен с газогенератором 6. Также выход из дополнительного насоса горючего 13 трубопроводом горючего 40, содержащим пускоотсечной клапан горючего 41 и регулятор расхода 42 соединен с газогенератором 6. На газогенераторе 6, на камере 2 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 20 и 21 соответственно. Запальные устройства 20 и 21 соединены электрическими связями 19 с блоком управления 18.

Особенностью ЖРД является то, что на камере сгорания 2 (цилиндрической части камеры 1) закреплены СВЧ-излучатели 15, предназначенные для активации процесса горения в камере сгорания 2, т.е. в огневой полости 28 (фиг. 3).

Конструкция крепления СВЧ-излучателей 15 к камере 2 приведена на фиг. 4…6. СВЧ-излучатели 15 радиально установлены на в переходниках 43 на хомутах 44 в виде полуколец, которые установлены концентрично внешней оболочке 31 камеры 2 и скреплены болтами 45 (фиг. 4). Хомуты 44 имеют фланцы 46 с отверстиями 47 для болтов 45. Крепление переходников 43 СВЧ-излучателей 15 к хомутам 44 выполнено болтами 48, которые установлены в отверстиях 49 фланцев 50 (фиг. 6 и 7). Переходники 43 СВЧ-излучателей 15 имеют раструб 51. На одном из торцов раструба 51 выполнена втулка 52 (фиг. 8) для установки СВЧ излучателей, например магнетронов или клистронов.

Обоснование целесообразности применения СВЧ-излучателей для активации процесса горения.

Мощное СВЧ-излучение не только подогревает смесь горючего и окислителя, но и одновременно вызывает физико-химические процессы с образованием новых ионов, радикалов и молекулярного кислорода и водорода.

Развитие мощных магнетронов и научные исследования воздействия микроволновой энергии на различные материалы открыли широкие перспективы для промышленного применения СВЧ-техники и технологии. Еще недавно микроволновый нагрев не слишком привлекал российских инвесторов. Однако стремительный рост энергозатрат, стоимости энергии, ужесточение требований к охране окружающей среды постепенно изменяют ситуацию. Важную роль играют такие характеристики, как КПД процесса, возможность автоматизации и высокое качество продукта. Имеются перспективы внедрения СВЧ-нагрева и сушки в другие отрасли: фармацевтическую промышленность, обработку древесины и сельское хозяйство. Расширяется применение технологии быстрого нагрева в столовых, больницах, школах и т.п., массовое использование микроволновых печей в быту известно. Эффект микроволнового нагрева основан на поглощении электромагнитной энергии в диэлектриках. Поля СВЧ проникают на значительную глубину, которая зависит от свойств материалов. Взаимодействуя с веществом на атомном и молекулярном уровне, эти поля влияют на движение электронов, что приводит к преобразованию СВЧ-энергии в тепло. СВЧ-энергия - очень удобный источник тепла, обладающий в ряде применений несомненными преимуществами перед другими источниками. Он не вносит загрязнений при нагреве, при его использовании отсутствуют какие-либо продукты сгорания. Кроме того, легкость, с которой СВЧ-энергия преобразуется в тепло, позволяет получить очень высокие скорости нагрева, при этом в материале не возникает разрушающих термомеханических напряжений. Генераторное оборудование полностью электронное и работает практически безынерционно, благодаря чему уровень мощности СВЧ и момент ее подачи можно мгновенно изменять. Сочетание СВЧ-нагрева с другими методами нагрева (паром, горячим воздухом, ИК-излучением и др.) дает возможность конструировать оборудование для выполнения различных функций, т.е. СВЧ-нагрев позволяет создавать новые технологические процессы, увеличивать их производительность и повышать качество продукции. Для правильной оценки применимости СВЧ-энергии в специальных процессах требуется детальное знание свойств материала на различных частотах и на всех стадиях процесса. Поглощенная мощность и глубина, на которую эта мощность проникает, определяются тремя факторами: диэлектрической проницаемостью, частотой и геометрией СВЧ-системы. Под глубиной проникновения в СВЧ-энергетике понимают расстояние, на котором плотность мощности уменьшается до 37% от значения на поверхности, т.е. другими словами, 63% начальной энергии электромагнитной волны поглощается в материале и превращается в тепло.

В качестве генераторов большой мощности используются магнетроны и клистроны. Благодаря более высокому КПД при мощности ниже 50 кВт доминируют магнетроны. Чаще всего применяются две частоты - 915 и 2450 МГц (так как частота 915 МГц может использоваться не во всех случаях, то оптимальной в международной практике обычно считается частота 2450 МГц) в современных российских магнетронах, выпускаемых ЗАО "НПП "Магратеп", в сравнении с зарубежными приборами. Магнетрон М-116-100 используется в установках размораживания рыбы, разупрочнения горных пород и в других случаях, где требуется повышенная глубина проникновения в материал.

Единственный в мире магнетрон М-137 мощностью 50 кВт на частоте 433 МГц успешно использовался в экспериментальных установках для разупрочнения грунта в Якутии. Столь низкая рабочая частота обеспечивает требуемую глубину проникновения микроволн в промерзшие породы. Магнетрон М-168 мощностью 5 кВт широко применяется в установках для обрезинивания тросов, вулканизации резиновых деталей, полимеризации пластика.

Установки микроволновой обработки

Процессы нагрева СВЧ-энергией делят на две группы: непрерывные процессы и обработка партиями. При непрерывных процессах, например на конвейере, "сырой" материал непрерывно проходит через зону обработки, при этом нагрузка на выводе СВЧ-генератора практически не изменяется. При обработке партиями нагребаемый материал находится в зоне обработки до достижения требуемой температуры, поэтому с изменением температуры значительно меняются диэлектрическая проницаемость и коэффициент потерь. Это приводит к изменению нагрузки (причем в широких пределах). В данном случае отдается предпочтение магнетронам.

Применение изобретения позволило:

1. Улучшить зажигание компонентов ракетного топлива как в камере, так и газогенераторе за счет предварительного прогрева компонентов и физико-химических процессов в них, приводящих к активации горения.

2. Снизить потребную мощность запальных устройств.

3. Повысить полноту сгорания компонентов ракетного топлива в камере сгорания и газогенераторе.

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий блок управления, камеру, турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и газогенератор, установленный на нем и соединенный газоводом с камерой, запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата, соединенный силовыми кабелями с средством интенсификации горения, отличающийся тем, что в качестве средства интенсификации горения применены СВЧ-излучатели, установленные на поверхности камеры и/или газогенератора.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что генераторы СВЧ-излучения установлены радиально на хомутах в форме полуколец.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в качестве генераторов СВЧ-излучения применены магнетроны.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в качестве генераторов СВЧ-излучения применены клистроны.

5. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что генераторы СВЧ-излучения соединены с электрогенератором через коммутатор.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может использоваться для корректировки орбиты обитаемых космических аппаратов (КА). Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата включает твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор, подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, причем в камеру сгорания подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
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.
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%.
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%.
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%.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, в частности к ракетным двигателям с центральным телом с вихревым процессом горения, и может быть использовано в ракетно-космической технике.

Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. Технический результат - повышение КПД, удельного импульса и ресурса работы лазерного ракетного двигателя.

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигателей, в частности к системам хранения и подачи в них рабочего тела (иода). В системе хранения и подачи иода, содержащей снабженную нагревателем цилиндрическую емкость с иодом, которая сообщена с электроракетным двигателем трубопроводом с клапаном, на днище внутри цилиндрической емкости со стороны трубопровода установлена пористая шайба, контактирующая с кристаллическим иодом, причем цилиндрическая емкость со стороны, противоположной трубопроводу, содержит фланец и подпружиненный относительно него поршень, контактирующий с другой стороны с кристаллическим иодом, при этом нагреватель снабжен электрической изоляцией, контактирующей снаружи с днищем емкости со стороны трубопровода.

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а более конкретно к реактивной двигательной установке (1), в которой первый топливный контур (6) для подачи первого компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый регенеративный теплообменник (10) и турбину (8a) первого турбонасоса (8), а второй топливный контур (7) для подачи второго компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй регенеративный теплообменник (11) и турбину (9a) второго турбонасоса (9).

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.

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 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.

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.

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.

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.

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.

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 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.
Наверх