Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2612512:

Климов Владислав Юрьевич (RU)

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик и надежности ЖРД. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одной из основных проблем, возникающих при создании ЖРД, является обеспечение максимальных энергетических характеристик и высоких показателей надежности.

Известен ЖРД, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, при этом он снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой (патент РФ №2352804, МПК: F02K 9/44, 06.12.2007).

Указанный ЖРД работает следующим образом.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя и далее под напором полным расходом - в газогенератор, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса горючего. Образовавшийся в газогенераторе с большим избытком окислителя газ поступает на турбину, приводя ее в движение, и далее - в форсуночную головку камеры сгорания. Жидкое горючее из бака через насос горючего основным расходом поступает в тракт охлаждения камеры сгорания, где оно подогревается и газифицируется. Далее газообразное горючее из тракта охлаждения поступает на дополнительную турбину, сообщая ей энергию вращения, которая суммируется с энергией турбины, приводя в действие насосы окислителя и горючего. Из дополнительной турбины горючее поступает в форсуночную головку камеры сгорания. В камере сгорания происходит полное сгорание горючего в генераторном газе, имеющем большой избыток окислителя. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сопла камеры сгорания, создавая реактивную тягу двигателя.

Основным недостатком данного ЖРД является опасность возгорания элементов проточной части горячего окислительного газа.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет использования в качестве рабочего тела для дополнительной турбины парогазовой смеси, вырабатываемой парогазогенератором.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель согласно изобретению содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло.

Предлагаемый ЖРД за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи - повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет использования в качестве рабочего тела для дополнительной турбины парогазовой смеси, вырабатываемой парогазогенератором.

Сущность изобретения иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже.

Предлагаемый ЖРД содержит камеру сгорания 1 с трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, парогазогенератор 4, турбонасосный агрегат 5, включающий в себя насос окислителя 6, насос горючего 7, насос воды 8, турбину 9, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения 2, а выход - с форсуночной головкой 3, дополнительную турбину 10, при этом выход парогазогенератора 4 сообщается с входом дополнительной турбины 10, а на выходе дополнительной турбины 10 установлена выхлопная труба 11, в выходной части которой расположено сопло 12.

Предлагаемый ЖРД работает следующим образом.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя 6. Основная часть окислителя из насоса 6 поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, а оставшаяся часть окислителя - в парогазогенератор 4.

Жидкое горючее из бака через насос горючего 7 основным расходом поступает в тракт охлаждения 2 камеры сгорания 1, где оно подогревается и газифицируется. Далее газообразное горючее из тракта охлаждения 2 поступает на турбину 9. После срабатывания на турбине 9 горючее поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1.

Вода из бака через насос воды 8 полным расходом поступает в парогазогенератор 4, куда также поступает часть горючего и окислителя. В парогазогенераторе 4 происходит сгорание компонентов топлива и разбавление полученных высокотемпературных продуктов сгорания водой. Полученная в парогазогенераторе 4 парогазовая смесь поступает в дополнительную турбину 10 и далее через сопло 12, установленное в выходной части выхлопной трубы 11, сбрасывается в окружающую среду. Турбины 9 и дополнительная турбина 10 приводят в действие насосы окислителя 6, насос горючего 7 и насос воды 8.

В камере сгорания 1 основная часть окислителя и горючего, поступающие из насоса окислителя 6 и насоса горючего 7, смешиваются и сгорают. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из сопла камеры сгорания 1, создавая реактивную тягу двигателя.

Использование изобретения позволит повысить энергетические характеристики и показатели надежности ЖРД за счет использования в качестве рабочего тела для дополнительной турбины парогазовой смеси, вырабатываемой парогазогенератором.

Жидкостный ракетный двигатель, характеризующийся тем, что он содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено со входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры.

Изобретение относится к устройству моторизации насоса (2), обеспечивающего питание ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающемуся тем, что оно содержит инерционное колесо (1) и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу.

Изобретение относится к области привода ракетного двигателя. .

Изобретение относится к конструкции насосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в авиационной и ракетной технике. .

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многоступенчатой ракете-носителю, к способу его запуска, а также к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме.

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов и предназначено для разгонных блоков, имеющих повышенную надежность и высокие энергетические и экологические характеристики.
Наверх