ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2010 года по МПК F02K9/64 

Описание патента на изобретение RU2391532C1

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

В настоящее время одной из основных проблем при создании жидкостных ракетных двигателей является получение высокого значения удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, в частности сопла. Одним из путей, позволяющих обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, является использование вместо обычных круглых сопел Лаваля кольцевых сопел. Отличие между соплом Лаваля и кольцевым состоит в том, что кольцевое сопло имеет форму критического сечения не круглую, а кольцевую. Кольцевые сопла позволяют увеличить площадь выходного сечения сопла и разместить часть агрегатов в центральной части, что приводит к уменьшению линейных размеров двигателя.

Известна принципиальная схема кольцевой камеры жидкостного ракетного двигателя, реализующая данный принцип (А.П.Васильевой др. "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", Москва, "Высшая школа", 1967 г., рис.X. 186).

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела (М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., рис.2.32, стр.59).

Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром профилированного центрального тела. Продукты сгорания со сверхзвуковой скоростью поступают к срезу тарельчатого сопла. Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из газогенератора.

Одним из направлений в совершенствовании конструкции ЖРД является улучшение массово-габаритных характеристик газогенератора и турбонасосного агрегата, в частности способов подачи рабочего тела на лопатки турбины.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий регенеративно охлаждаемую камеру с трактом охлаждения, образованным профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, агрегаты управления ((М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., раздел 6.2, стр.224 - прототип).

Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через критическое сечение.

Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение горячими газами, отбираемыми из камеры сгорания.

Основными недостатками данного двигателя являются недостаточно высокие массово-габаритные характеристики и сложность пневмогидравлической схемы, связанные с тем, что для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из камеры сгорания. Газы имеют высокую температуру, что приводит к ухудшению условий работы турбины турбонасосного агрегата, что в конечном итоге приводит к увеличению массы и ухудшению массово-габаритных характеристик двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков и создание ЖРД, конструкция которого позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему и улучшить массово-габаритные характеристики.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, образованными профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела, согласно изобретению в профилированных оболочках камеры сгорания выполнен, как минимум, один канал, проходящий через тракт охлаждения, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания, с другой - соединена с входной полостью турбины турбонасосного агрегата, при этом в полость канала открывается трубопровод подачи одного из компонентов топлива.

Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой разрез камеры ЖРД, на фиг.2- принципиальная схема подачи расхода на лопатки турбины турбонасосного агрегата.

Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру 1 со смесительной головкой 2, тарельчатым соплом внешнего расширения 3, профилированным центральным телом 4 и кольцевым критическим сечением 5, образованными профилированными внутренней 6 и наружной оболочками 7, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения. Агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат 8 с турбиной 9, расположены в полости профилированного центрального тела 4. В профилированных оболочках 6 и 7 камеры сгорания 1 выполнен канал 10, проходящий через тракт охлаждения, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания 1, с другой -соединена с входной полостью турбины 9 турбонасосного агрегата 8, при этом в полость канала открывается трубопровод 11 подачи одного из компонентов топлива.

Предложенный ЖРД работает следующим образом.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 2 камеры 1 и воспламеняются на выходе из смесительной головки, например, при помощи запального устройства. Поток продуктов сгорания компонентов топлива движется вдоль стенки профилированной внутренней оболочки 6 и поступает на вход в канал 10, проходящий через обе оболочки 6 и 7 и тракт охлаждения. Часть горячих газов поступает в канал 10 и движется по направлению к сопловому аппарату турбины 9 турбонасосного агрегата 8. Для снижения температуры продуктов сгорания и улучшения условий работы лопаток турбины турбонасосного агрегата к потоку продуктов сгорания подмешивается из трубопровода 11 часть расхода одного из компонентов, имеющего более низкую температуру, чем поток продуктов сгорания. Общая температура потока снижается, что приводит к увеличению срока службы лопаток турбонасосного агрегата.

Использование предложенного технического решения позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему ЖРД и улучшить массово-габаритные характеристики.

Похожие патенты RU2391532C1

название год авторы номер документа
КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2008
  • Горохов Виктор Дмитриевич
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Стогней Владимир Григорьевич
RU2392477C1
КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2008
  • Горохов Виктор Дмитриевич
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Стогней Владимир Григорьевич
  • Черниченко Виктор Владимирович
RU2422664C2
КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2014
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Шепеленко Виталий Борисович
RU2555419C1
КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2008
  • Горохов Виктор Дмитриевич
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Стогней Владимир Григорьевич
RU2391537C1
КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2014
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Шепеленко Виталий Борисович
RU2572036C2
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2008
  • Горохов Виктор Дмитриевич
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Солженикин Павел Анатольевич
RU2391531C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2011
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Шепеленко Виталий Борисович
  • Лукин Юрий Петрович
RU2450154C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2011
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Шепеленко Виталий Борисович
  • Лукин Юрий Петрович
RU2445501C1
КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2008
  • Горохов Виктор Дмитриевич
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Стогней Владимир Григорьевич
RU2403425C2
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2011
  • Черниченко Владимир Викторович
RU2445500C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 391 532 C1

Реферат патента 2010 года ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, образованными профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения. Агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположены в полости профилированного центрального тела. В профилированных оболочках камеры сгорания выполнен, как минимум, один канал, проходящий через тракт охлаждения, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания, с другой - соединена с входной полостью турбины турбонасосного агрегата, при этом в полость канала открывается трубопровод подачи одного из компонентов топлива. Изобретение обеспечивает упрощение пневмогидравлической схемы ЖРД и улучшение массово-габаритных характеристик. 2 ил.

Формула изобретения RU 2 391 532 C1

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, образованными профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела, отличающийся тем, что в профилированных оболочках камеры сгорания выполнен, как минимум, один канал, проходящий через тракт охлаждения, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания, с другой соединена с входной полостью турбины турбонасосного агрегата, при этом в полость канала открывается трубопровод подачи одного из компонентов топлива.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2010 года RU2391532C1

ДОБРОВОЛЬСКИЙ М.В
и др
Жидкостные ракетные двигатели
Основы проектирования
- М.: Высшая школа, 1968, раздел 6.2, с.224
КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1999
  • Горохов В.Д.
  • Лобов С.Д.
  • Орлов В.А.
  • Черниченко В.В.
RU2151318C1
КАМЕРА С УВЕЛИЧЕННОЙ ПОВЕРХНОСТЬЮ ТЕПЛООБМЕНА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2003
  • Калмыков Г.П.
  • Янчилин Л.А.
RU2254490C2
US 3216191 A, 09.11.1965
Устройство для разделения сыпучих материалов 1985
  • Скрынников Борис Михайлович
  • Зубенко Сергей Викторович
SU1297942A1
US 4109460 А, 29.08.1978.

RU 2 391 532 C1

Авторы

Горохов Виктор Дмитриевич

Черниченко Владимир Викторович

Стогней Владимир Григорьевич

Даты

2010-06-10Публикация

2008-12-17Подача