Жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа

Авторы патента:

F02K9/48 - приводимых в движение газовой турбиной, работающей на газообразных продуктах сгорания топлива (турбонасосная система подачи)

Владельцы патента RU 2771473:

Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа. Предлагается жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, содержащий камеру с охлаждающим трактом высокого и низкого давления, турбонасосные бустерные агрегаты горючего и окислителя и турбонасосный агрегат, согласно изобретению полость низкого давления тракта охлаждения соединена с входными полостями турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя, а выходные полости турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя соединены с входной полостью насоса горючего турбонасосного агрегата. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса. 1 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа.

Двигатели с дожиганием генераторного газа позволяют получить повышенный удельный импульс по сравнению с открытой схемой. Охлаждение стенок камеры, как правило, осуществляется горючим.

При работе двигателя с дожиганием окислительного генераторного газа горючее после охлаждения камеры не находится под высоким давлением.

Недостатком этой схемы двигателя является то, что турбина не может работать при более высокой температуре. Кроме того, работоспособность восстановительного генераторного газа R (газовая постоянная) выше работоспособности окислительного генераторного газа.

В патенте на изобретение №2746029 описана конструкция камеры, работающей на восстановительном генераторном газе и жидком кислороде, в тракте охлаждения которой имеются полости с низким и высоким давлением, - принята за прототип.

В описанной конструкции горючее из полости низкого давления поступает в полость смесительной головки на охлаждение огневого днища. При этом энергетика горючего из полости низкого давления используется не эффективно, что ухудшает энергетические характеристики двигателя.

Этот недостаток устраняется предлагаемым изобретением, которое решает техническую задачу по повышению энергетической характеристики, при наличии в камере полости низкого давления.

Поставленная задача решается тем, что: жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, содержащий камеру с охлаждающим трактом высокого и низкого давления, турбонасосные бустерные агрегаты горючего и окислителя и турбонасосный агрегат, согласно изложенного, полость низкого давления тракта охлаждения соединена с входными полостями турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя, а выходные полости турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя соединены с входной полостью насоса горючего турбонасосного агрегата.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой, показанной на фиг. 1.

ЖРД, работающий с дожиганием восстановительного генераторного газа (фиг. 1), включает камеру 1 с охлаждающим трактом высокого давления 2 и низкого давления 3, турбонасосный бустерный агрегат горючего 4 с входной полостью турбины 5 и выходной полостью 6, турбонасосный бустерный агрегат окислителя 7 с входной полостью турбины 8 и выходной полостью 9, турбонасосный агрегат 10 с входной полостью 11 насоса горючего 12.

ЖРД работает следующим образом.

Соответствующие расходы горючего поступают в тракт охлаждения камеры с полостями высокого и низкого давления. Из полости низкого давления горючее поступает во входные полости турбин 5 и 8 турбонасосных бустерных агрегатов горючего 4 и окислителя 7. После срабатывания на турбинах перепада давления горючее из выходных полостей 6 и 9 поступает во входную полость 11 насоса горючего 12. Сработанный перепад на турбинах турбонасосных бустерных агрегатов обеспечивает подачу горючего и окислителя с повышенным давлением на входа насосов окислителя и горючего турбонасосного агрегата.

Предложенное техническое решение обеспечивает надежную работу двигателя, реализуя безкавитационную работу насосов окислителя и горючего турбонасосного агрегата и повышает энергетическую характеристику двигателя.

Жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, содержащий камеру с охлаждающим трактом высокого и низкого давления, турбонасосные бустерные агрегаты горючего и окислителя и турбонасосный агрегат, отличающийся тем, что полость низкого давления тракта охлаждения соединена с входными полостями турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя, а выходные полости турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя соединены с входной полостью насоса горючего турбонасосного агрегата.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей, выполненных по схеме без дожигания в камере. Изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса двигателя, связанных с приводом ТНА.

Жидкостный ракетный двигатель // 2757146

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания, с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры. Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания, в состав которого входят турбонасосный агрегат (ТНА) 3, газогенератор 4, газовод 5 выхлопного тракта турбины ТНА 3, камера сгорания 1 с радиационно-охлаждаемым насадком (РОН) сопла 2, охлаждаемым выхлопным газом турбины, вход в тракт охлаждения которого сообщен через коллектор 6 с газоводом 5, а выход - с кольцевым сверхзвуковым соплом 8, выполненным вокруг РОН 2, в газовод 5 перед коллектором тракта охлаждения 6 РОН встроен центробежный сепаратор 9 в виде вихревой камеры с тангенциальным входом 10 и двумя выходами 11, 12, один из которых с отбором газа из центральной зоны вихревой камеры направлен по направлению тяги двигателя к коллектору 6 тракта охлаждения РОН, а другой при отборе с периферии вихревой камеры против направления тяги двигателя - к соплу сброса 13 отсепарированной твердой фазы.

Жидкостный ракетный двигатель // 2757145

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель включает бустерные насосные агрегаты, турбонасосный агрегат, камеру и газогенератор, при этом в состав двигателя включена автономная аккумуляторная батарея, приводы бустерных насосов выполнены в виде синхронных электродвигателей, а в конструкцию ТНА встроен синхронный электрогенератор с ротором на валу и статором в корпусе ТНА, причем клеммы электродвигателей и электрогенератора коммутированы с клеммами аккумуляторной батареи через преобразователь электрического напряжения постоянного тока в фазные напряжения переменного тока, обеспечивающий также функцию обратного преобразования.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (варианты) // 2755848

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) и энергоустановках различного назначения. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы содержит камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, вход турбины которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а ее выход соединен с входом головки камеры, магистрали окислителя и горючего высокого давления, при этом на входе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход газогенератора соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления.

Бустерный турбонасосный агрегат жрд // 2734733

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, преимущественно в двигателях с большой и средней тягой. Бустерный турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя содержит осевой насос, корпус и вал, на который установлены осевое колесо насоса и подшипники, согласно изобретению подшипники установлены между осевыми упорами корпуса, а между подшипниками установлена осевая пружина.

Бустерный турбонасосный агрегат жрд (варианты) // 2730566

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), преимущественно кислородно-метановых и кислородно-водородных. Бустерный турбонасосный агрегат ЖРД, содержащий насос, турбину, подшипник турбины, подшипник насоса, разделительную полость между насосом и турбиной, ограниченную со стороны турбины уплотнением вала, подшипник турбины установлен со стороны насоса за разделительной, согласно изобретению разделительная полость размещена между подшипником турбины и уплотнением вала, со стороны турбины, в разделительной полости установлен разгрузочный диск, на наружном диаметре которого выполнено уплотнение, а разделительная полость в периферийной части соединена отводящими каналами с отводом насоса.

Жидкостный ракетный двигатель // 2729310

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), ядерных ракетных двигателях (ЯРД) и энергоустановках различного назначения. Жидкостный ракетный двигатель состоит из камеры 1, турбонасосного агрегата (ТНА) 2, бустерных насосных агрегатов 3 (БНА1) и 4 (БНА2), установленных на линии каждого из компонентов топлива.

Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме // 2718105

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, согласно изложению, смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенных единым соплом по трактам продуктов сгорания.

Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной элктрической мощностью // 2711887

Изобретение относится к жидкостной ракетной двигательной установке. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью содержит форкамеру (11) для образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя; главную камеру (10) сгорания для сжигания газовой смеси из горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры (11), турбонасос (20), включающий в себя турбину (21), вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и первый насос (22) и второй насос (23), приводимые вращением турбины, при этом турбонасос (20) подает горючее из бака (30) горючего в форкамеру (11) и подает окислитель из бака (40) окислителя в форкамеру (11) и в главную камеру (10) сгорания, электрический двигатель (25) для вращения турбины (21) до форкамеры (11) и главной камеры (10) сгорания и муфту для соединения электрического двигателя (25) и турбины (21) и размыкания этого соединения между электрическим двигателем (25) и турбиной (21).

Способ получения восстановительного газа // 2698781

Изобретение относится к ракетной технике. Способ получения восстановительного газа, основанный на газификации жидких окислителя и избыточного количества горючего путем их химического взаимодействия в нескольких зонах, в соответствии с изобретением полный расход окислителя предварительно газифицируют в первой зоне взаимодействием с малой частью расхода горючего, этот окислительный газ используют в качестве эжектирующего рабочего тела в эжекторе-дожигателе конденсированной фазы во второй зоне, газ из которого смешивают для взаимодействия в третьей зоне с оставшейся частью расхода горючего, затем полученный восстановительный газ путем сепарации разделяют на очищенный газ, который подают потребителю, и псевдоожиженную небольшим расходом газа конденсированную фазу, которую используют в качестве эжектируемого рабочего тела в упомянутом эжекторе-дожигателе.

Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе // 2773694

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к созданию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на криогенном топливе. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания со смесительной головкой и соплом, снабженную трактом охлаждения, турбонасосный агрегат с ротором и турбиной в качестве привода и насосом криогенного окислителя и насосом углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и углеводородного горючего, вход предтурбинной полости которого соединен магистралью с выходом тракта охлаждения, а затурбинная полость которого соединена с полостью смесительной головки, согласно изобретению в нем вход тракта охлаждения соединен магистралью с расходной магистралью турбонасоса углеводородного горючего, а ротор турбины дополнительно снабжен узлом кинематической связи с дополнительным приводом с возможностью обеспечения страгивания ротора из состояния покоя, его вращения в начальный момент времени раскрутки турбонасосного агрегата с возможностью отключения дополнительного привода на стационарном режиме. Изобретение обеспечивает расширение функциональных возможностей ЖРД за счет ускоренного запуска с возможностью применения криогенного сжиженного природного газа – метана в качестве охладителя и рабочего тела на турбине. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.