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

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Тенденция развития ракетного двигателестроения ориентирована на создание надежных двигателей с высокими энергетическими характеристиками, которые определяются структурой двигателя (схемой его работы) и его параметрами.

Снижение уровня напряженности агрегатов двигателя и одновременно достижение высоких энергетических параметров является основным противоречием при создании ЖРД. Это противоречие усиливается при создании двигателей многократного применения, создание которых является ближайшей перспективой ракетного двигателестроения.

Известны жидкостные ракетные двигатели, в которых рабочее тело турбины, предназначенной для привода топливных насосов, образуется путем подогрева (с газификацией) горючего в охлаждающем тракте камеры двигателя. Такими двигателями являются, например и его модификации, Vinchi, RL-60, РД-0146 (см. И.И.Белоусов "Некоторые вопросы выбора схем…" в журнале "Космонавтика и ракетостроение", №3, 2002 г., стр.59).

Известен двигатель RL-10 - прототип (см. М.М.Каримов "Разработка водородных ЖРД в США", реферативный обзор №5, ГОНТИ-9, 1967 г.)

Недостатком схемы этого двигателя является использование в качестве рабочего тела турбины горючего. Не каждое горючее можно использовать для этой цели. Углеводородные горючие (керосин, метан), которые широко применяются в ЖРД (керосин) или рассматриваются как перспективные к широкому применению (метан), обладают существенным недостатком - коксообразованием в охлаждающем тракте камеры, что неприемлемо при создании современных перспективных двигателей многократного применения.

Целью предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков прототипа, повышение надежности, упрощение конструкции, снижение стоимости эксплуатации, а также расширение номенклатуры применяемых топлив.

Данная цель достигается тем, что в двигателе, который содержит камеру сгорания с трактом охлаждения, насосы горючего и окислителя, турбину, приводящую в действие насосы, согласно изобретению выход из насоса окислителя соединен с входом в охлаждающий тракт камеры, а выход из тракта охлаждения соединен с входом в турбину.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой, приведенной на чертеже, где приняты следующие обозначения:

1 - камера;

2 - тракт охлаждения камеры;

3 - форсуночная головка камеры;

4 - насос горючего;

5 - насос окислителя;

6 - турбина;

7 - магистраль от насоса "О" к охлаждающему тракту камеры;

8 - магистраль от охлаждающего тракта камеры к турбине;

9 - магистраль от турбины к головке камеры;

10 - магистраль от насоса горючего к головке камеры;

11 - фильтр в магистрали окислителя на входе в камеру;

12 - датчик температуры на выходе из охлаждающего тракта;

13 - блок системы автоматического управления и контроля.

Двигатель по предлагаемому изобретению состоит из камеры 1 с трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, насоса горючего 4, насоса окислителя 5, турбины 6.

Насос окислителя 5 соединен с входом в охлаждающий тракт камеры 1, а выход из охлаждающего тракта камеры 1 соединен с входом в турбину 6, выход из турбины 6 соединен со входом в форсуночную головку 3 камеры 1. Выход из насоса горючего 4 также соединен с форсуночной головкой 3 камеры 1.

Двигатель работает следующим образом. Жидкое горючее из бака горючего поступает в насос горючего 4, из которого оно поступает в форсуночную головку 3 камеры 1. Жидкий окислитель также из бака окислителя поступает в насос окислителя 5, из которого по магистралям 7 поступает в охлаждающий тракт камеры 1, где он газифицируется, нагревается и поступает на турбину 6, приводя ее в действие. После турбины 6 окислительный газ по магистрали 9 поступает в форсуночную головку 3 камеры 1. В камере 1 происходит сгорание компонентов топлива. Продукты сгорания истекают из сопла камеры 1, создавая реактивную тягу двигателя.

Для предотвращения перегрева камеры и последующего аварийного исхода на выходе из охлаждающего тракта устанавливается датчик температуры 12, который функционально связан с системой управления и контроля работы двигателя 13. При достижении температуры уровня выше максимально допустимого система управления и контроля 13 посылает сигнал соответствующим агрегатам двигателя для перевода его на пониженный режим или на выключение двигателя.

Для повышения надежности работы двигателя, предотвращения перегрева камеры двигателя, исключения вероятности возгорания его все конструктивные элементы охлаждающего тракта камеры, включая фильтр 11, установленный на входе в охлаждающий тракт камеры 1, выполнены из медных сплавов.

Предложенное техническое решение позволяет повысить надежность, ресурс, упростить и удешевить межполетное обслуживание двигателя.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий насос окислителя, насос горючего, турбину, приводящую в действие насосы, камеру с охлаждающим трактом, выход из которого сообщен с входом в турбину, систему управления и контроля работы двигателя, согласно изобретению вход в охлаждающий тракт сообщен с выходом из насоса окислителя, а на выходе из охлаждающего тракта камеры установлен датчик температуры, который функционально соединен с системой управления и контроля работы двигателя. Охлаждающий тракт камеры, контактирующий с окислителем, выполнен из медных сплавов. На входе в охлаждающий тракт камеры установлен фильтр из медных сплавов. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение стоимости эксплуатации, а также расширение номенклатуры применяемых топлив. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий насос окислителя, насос горючего, турбину, приводящую в действие насосы, камеру с охлаждающим трактом, выход из которого сообщен с входом в турбину, систему управления и контроля работы двигателя, отличающийся тем, что вход в охлаждающий тракт сообщен с выходом насоса окислителя, а на выходе из охлаждающего тракта камеры установлен датчик температуры, который функционально соединен с системой управления и контроля работы двигателя.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что охлаждающий тракт камеры, контактирующий с окислителем, выполнен из медных сплавов.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что на входе в охлаждающий тракт камеры установлен фильтр из медных сплавов.