Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса 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 открытой схемы, содержащий камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомплектном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - жидкого окислителя и жидкого углеводородного горючего, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, заканчивающейся расширяющимся насадком, кроме того, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, а также клапаны окислителя и горючего, отличающийся тем, что в магистрали жидкого окислителя между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора (патент РФ №№2459970, МПК: F02K 9/48, от 28.10.2010).

Указанный ЖРД работает следующим образом.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя и далее самотеком поступает в газогенератор, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса горючего. Образовавшийся в газогенераторе газ приводит в движение турбину и, соответственно, насосы горючего и окислителя. В результате этого окислитель и горючее поступают в газификатор, где жидкий окислитель переводится в газ высокой температуры, который поступает в форсуночную головку камеры сгорания и через струйные форсунки поступает в огневое пространство камеры сгорания. Жидкое горючее из бака через дроссель и клапан поступает в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, а из него в форсуночную головку камеры сгорания, в которой происходит его полное сгорание в окислительном газе. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из камеры сгорания двигателя, создавая тягу.

Основным недостатком данного ЖРД являются большие потери удельного импульса, связанные с выбросом генераторного газа в атмосферу.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет дожигания генераторного газа в камере сгорания.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры.

Предлагаемый ЖРД за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи - повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет дожигания генераторного газа в камере сгорания.

Сущность изобретения иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже.

Предлагаемый ЖРД содержит камеру сгорания 1 с трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, газогенератор 4, турбонасосный агрегат 5, включающий в себя насос горючего 6, насос окислителя 7, турбину 8, вход которой сообщается с выходом газогенератора 4, а выход - с эжектором 9, соединенным с трактом охлаждения 2 камеры 1, при этом выход эжектора 9 соединен с форсуночной головкой 3 камеры 1.

Предлагаемый ЖРД работает следующим образом.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя 7. Основная часть окислителя из насоса окислителя 7 поступает в тракт охлаждения 2 камеры 1, где он подогревается и газифицируется. Далее газообразный окислитель из тракта охлаждения 2 поступает в эжектор 9. Оставшаяся часть окислителя поступает в газогенератор 4.

Жидкое горючее из бака через насос горючего 6 основным расходом поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, а оставшаяся часть горючего - в газогенератор 4.

В газогенераторе 4 происходит сгорание компонентов топлива и образование генераторного газа. Полученный генераторный газ поступает на турбину 8 турбонасосного агрегата 5 и далее в эжектор 9. Турбина 8 приводит в действие насосы горючего 6 и насос окислителя 7.

В эжекторе 9 происходит смешение основной части окислителя и генераторного газа. Полученная в эжекторе 9 смесь газов поступает в форсуночную головку 3 и далее во внутреннюю полость камеры сгорания 1, где она смешивается с основной частью горючего и сгорает. Образовавшиеся продукты сгорания компонентов топлива истекают из сопла камеры сгорания 1, создавая реактивную тягу двигателя.

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить энергетические характеристики и показатели надежности ЖРД за счет дожигания генераторного газа в камере сгорания.

Жидкостный ракетный двигатель, характеризующийся тем, что он содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода.

Изобретение относится к устройству питания камер ракетных двигателей (100) первым и вторым компонентами ракетного топлива. Первый контур (16) питания создающей тягу камеры (10) включает в себя турбонасос (22), имеющий по меньшей мере один насос (22a) для перекачки первого компонента ракетного топлива из первого бака (12) и турбину (22b), механически соединенную с упомянутым насосом (22a).

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.

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 устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя. Оно находит применение, в частности, для летательного аппарата типа воздушно-космического самолета. Изобретение обеспечивает понижение температуры, действующей на турбонасосы. 5 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса и надежности ЖРД. 1 ил.

Наверх