Ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетным двигателям. В ракетном двигателе, содержащем газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженном системой автоматического запуска и управления, согласно изобретению газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора. Изобретение обеспечивает повышение надежности и упрощение двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к области создания ракетных двигателей.

Ракетный двигатель предназначен для оснащения самолетов-истребителей, предназначенных для уничтожения самолетов и спутников-разведчиков, летающих на гиперзвуковых скоростях и высотах от 18 до 160 км и выше.

Из патентной информации известны, например: жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела - F02K 11/00; RU (11) 2303156(13) C1.

ИМПУЛЬСНЫЙ двигатель внутреннего сгорания - F02B 75/00, RU (21) 2008143855/06 (13) A.

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя - F02С 1/00, RU (21) 2008137660 (13) А.

Прямоточный реактивный двигатель - ПРД №2433294.

Общеизвестные ракетные двигатели, как РД-170, РД-180, которые взяты в качестве прототипа.

Предлагаемый ракетный двигатель состоит из: газогенератора, оснащенного запальным устройством и свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном (180 ат) и баком горючего, двумя инжекторами, оснащенными форсунками, один из которых, через дроссель, присоединен к баку с горючим, а другой, через дроссель, - к баку с окислителем. При этом оба инжектора через газозаборники сообщаются с полостью высоко го давления газогенератора.

Ракетный двигатель состоит из: газогенератора - 1, смесительной головки - 2, камеры сгорания - 3, инжектора - 4 (горючего), инжектора - 5 (окислителя), запального устройства - 6, баллона - 7, газозоборника - 8 (через теплообменник для наддува баков горючего и окислителя), теплообменника - 9, дросселя - 10, электроклапанов - 11, 12, 13, электропривода - 14 (инжектора - 4), электропривода - 15 (инжектора -5), бака - 16, (горючего), бака - 17 (окислителя), отсечных клапанов - 18, 19, предохранительного клапана - 20. Труба - 21 (подачи горючего от бака до инжектора - 4), труба - 22 (подачи горючего от бака до запального устройства - 6), труба - 23 (подачи окислителя к инжектору - 5), труба - 24 (подачи воздуха 180 ат от баллона - 7 к запальному устройству - 6), труба - 25 (подачи от газогенератора - 1 до теплообменника - 9), труба - 26 (для наддува бака - 16), труба - 27 (для наддува бака - 16), труба - 27 (для наддува бака - 17), труба - 28 (подачи горючего в коллектор охлаждения нижнего пояса камеры сгорания), труба - 29 (подачи горючего к коллектору охлаждении верхнего пояса камеры сгорания, наружная стенка - 30 камеры сгорания, внутренняя стенка - 31 (камеры сгорания - 3), газозаборник - 32 (для инжектора - 4), газозаборник - 33 (для инжектора - 5), инжектор - 4 оснащен форсункой - 34, инжектор - 5 оснащен форсункой - 35, запальное устройство - 6 оснащено форсункой - 36 и свечой зажигания - 37.

Работа ракетного двигателя.

По программе запуска срабатывают эл. клапаны - 12 бака - 16 горючего и эл. клапан - 18 л - 7. Под воздействием гидростатического напора горючее по трубе - 22, а воздух под давлением 180 ат по трубе - 24 поступают к запальному устройству - 6. При выходе из форсунки - 36 в полости газогенератора образуется туман горючей смеси, который поджигается искровым разрядом свечи зажигания - 37. В газогенераторе - 1 создается давление, которое через заборники - 8, 32, 33 передается в теплообменник - 9, инжектор - 4, инжектор - 5, а из теплообменника - 9 через трубы - 26, 27 создается давление в баке - 16 горючего и баке - 17 окислителя. Открываются эл. клапаны - 11, 13, и горючее и окислитель, дозированные калибровочными шайбами, под давлением поступают к инжекторам - 4, 5, срабатывают механизмы управления - 14, 15, приоткрывая входной клапан (цикл дренирования), после чего входной клапан открывается полностью, и горючее через форсунку - 34, а окислитель через форсунку - 35 закачиваются в зону горения газогенератора - 1. Давление повышается до уровня "холостого хода" - это сигнал для отключения системы запуска, срабатывают эл. клапаны - 12, 13 - система запуска отключена, а инжекторы - 4, 5 переходят на самообслуживание. Давление в баках - 16, 17 поддерживает предохранительный клапан - 20. Режим работы двигателя задается в автоматическом или ручном режиме при помощи дросселя - 10.

Для автономного энергоснабжения самолета и двигателя на линии трубы - 25 - теплообменника - 9 может быть размещена газовая турбина с эл. генератором.

Предлагаемая конструкция ракетного двигателя предполагает упрощение конструкции двигателя за счет применения таких общеизвестных надежных и безотказных механизмов, проверенных столетием, как инжектор.

Положительный результат достигается за счет компоновки общеизвестных механизмов в двигателе, представляющем собой газогенератор, оснащенный запальным устройством с форсункой и свечой зажигания, присоединенным к воздушному баллону (180 ат) и баку с горючим, и снабженный двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, оба инжектора, через газозаборник, соединены с полостью высокого давления газогенератора, а третий газозаборник, через предохранительный клапан, соединен с теплообменником, а через - с баком горючего и окислителя.

На прилагаемых чертежах изображены:

на фиг. 1 - общая схема ракетного двигателя в плане;

на фиг. 2 - схематичное изображение газогенератора и камеры сгорания;

на фиг. 3 - запальное устройство; схема охлаждения камеры сгорания;

на фиг. 4 - система охлаждения верхнего и нижнего пояса камеры сгорания. Они даны для пояснения, поскольку не являются предметом изобретения.

Ракетный двигатель, содержащий газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженный системой автоматического запуска и управления, отличающийся тем, что газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано для электродугового розжига паромазутной форсунки котлов электростанций. Способ электродугового розжига паромазутной форсунки заключается в подаче паромазутной смеси из форсунки в топку котла и подаче высоковольтного напряжения на стержневые электроды запальной пики электродугового запальника с получением на них дугового разряда, растягиванием дуги в длину соосно запальной пике, подаваемым в пространство между коаксиально установленным изолятором стержневого электрода и цилиндрическим трубчатым электродом запальной пики избыточным воздухом, и воспламенением топлива из форсунки.

Изобретение относится к газовым кухонным плитам. Технический результат - сохранение положения трансформатора на трубопроводе с одновременным обеспечением заземления.

Изобретение относится к энергетике. Способ зажигания в камере сгорания турбомашины включает в себя фазу впуска текучей среды в камеру через впускное отверстие, в течение которой поршень сжимает упругие средства под давлением текучей среды так, что указанные упругие средства прикладывают к пьезоэлектрическому элементу усилие, достаточное для того, чтобы последний вызвал появление между электродами электрического напряжения, обеспечивающего возможность образования электрической дуги, до тех пор, пока поршень не достигнет заданного положения для закрытия клапана для герметизации указанного впускного отверстия, и фазу выпуска указанной текучей среды, в течение которой указанные упругие средства толкают поршень назад так, чтобы вызвать выталкивание текучей среды из указанной камеры через выпускное отверстие, и указанный клапан открывается.

Система электрического зажигания содержит источник высокого напряжения, соединенный с ним своим нижним концом токопровод и электрозапальник. Токопровод выполнен из состыкованных трубчатых секций, внутри которых между торцевыми изоляторами натянута металлическая токопроводящая струна.

Изобретение относится к технике розжига топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей и может быть использовано для запуска авиационных газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к горелке, используемой в газовой турбине. .

Изобретение относится к устройству зажигания газа, предназначенному для оснащения электробытовых приборов, например кухонных плит, и обеспечивает при своем использовании простоту сборки и высокую экономическую эффективность.

Изобретение относится к искровому зажиганию поступающих из горелки газов для осаждения сажи на контактирующих со стеклом поверхностях формы для формирования стеклянной посулы.

Изобретение относится к технологии изготовления электрооборудования, эксплуатируемого на летательных аппаратах, в частности агрегатов зажигания авиационных газотурбинных двигателей и жидкостных ракетных двигателей, и может также быть использовано для изготовления изделий с применением пенопластов, к которым предъявляются повышенные требования к термостойкости и вибропрочности.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) включает камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, при этом каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Способ создания тяги двигателя, основанный на использовании энергетических ресурсов топлива, в котором рабочее тело вводят в сопло тангенциально с критической скоростью в поперечном направлении и обеспечивают потоку круговое - вращательное движение по всей длине сопла.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для спуска отделяющихся частей ступеней ракеты после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).
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.

Изобретение относится к двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы.

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.
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.

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 относится к ракетным двигателям. В ракетном двигателе, содержащем газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженном системой автоматического запуска и управления, согласно изобретению газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора. Изобретение обеспечивает повышение надежности и упрощение двигателя. 4 ил.

Наверх