Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Тенденцией современного ракетостроения является повышение надежности двигателей, снижение затрат на их создание и эксплуатацию.
Снижение уровня напряженности агрегатов двигателя и упрощение конструкции являются главным средством достижения высоких показателей надежности, запасов по ресурсу, стоимости двигателя.
Известны жидкостные ракетные двигатели, в которых упрощение конструкции и повышение надежности достигается, например, посредством образования рабочего тела турбины, предназначенной для привода топливных насосов, путем подогрева (с газификацией) горючего в охлаждающем тракте камеры двигателя без использования специального газогенератора). Такими двигателями являются, например, RL-10 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 также двигатель-прототип, содержащий два газогенератора (один - с избытком окислителя, другой с избытком горючего), продукты сгорания которых приводят во вращение турбины турбонасосных агрегатов и поступают в камеру сгорания (см. книгу Б.В.Овсянников и Б.И.Боровский. "Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей", издательство "Машиностроение", 1971 г., стр.30). Такая схема обеспечивает подачу в камеру сгорания газифицированных компонентов и, как следствие, хорошее смесеобразование в камере с высокой полнотой сгорания. Недостатком этой схемы является ее сложность вследствие наличия двух газогенераторов с подводящими магистралями и агрегатами управления и регулирования.
Целью предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка. Эта цель достигается за счет газификации в трактах охлаждения и окислителя (или части его), и горючего (или части его) с последующим использованием газов на одноименных турбинах, для чего тракт охлаждения камеры выполнен из двух раздельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в турбину турбонасосного агрегата окислителя, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего и выход его - со входом в турбину турбонасосного агрегата горючего.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой, приведенной на чертеже, где приняты следующие обозначения:
1 - камера двигателя;
2 - участок охлаждающего тракта, охлаждаемый горючим;
3 - участок охлаждающего тракта, охлаждаемый окислителем;
4 - насос горючего;
5 - турбина ТНА горючего;
6 - насос окислителя;
7 - турбина ТНА окислителя;
8 - форсуночная головка камеры.
Предлагаемая конструкция двигателя состоит из следующих основных агрегатов: камеры 1 с форсуночной головкой 7 и охлаждающим трактом, герметично разделенным на две половины (участок, охлаждаемый горючим, 2 и участок, охлаждаемый окислителем, 3); ТНА горючего, состоящего из насоса горючего 4 и турбины 5; ТНА окислителя, состоящего из насоса 6 и турбины 7. Насос горючего 4 соединен со входом в участок охлаждающего тракта 2, а выход из него соединен со входом в турбину 5, выход из которой соединен в свою очередь с форсуночной головкой 8. Насос окислителя 6 соединен со входом в участок охлаждающего тракта 3, а выход из него соединен со входом в турбину 7, выход из которой соединен с форсуночной головкой 8.
Двигатель работает следующим образом. Жидкое горючее из бака поступает в насос горючего 4 и далее в участок 2 охлаждающего тракта камеры. Горючее газифицируется, нагревается и подается на турбину 5 ТНА горючего, приводя ее в действие. После турбины газ поступает в форсуночную головку камеры.
Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя 6, а затем в участок 3 охлаждающего тракта камеры. Окислитель газифицируется, нагревается и поступает на турбину 7 ТНА окислителя, приводя ее в действие. После турбины газ подается в форсуночную головку камеры.
В камере происходит сгорание компонентов топлива. Продукты сгорания истекают из сопла камеры, создавая реактивную тягу двигателя.
Предложенное техническое решение позволяет упростить конструкцию двигателя, повысить его ресурс и надежность.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2015 |
|
RU2579295C1 |
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2014 |
|
RU2551713C1 |
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2007 |
|
RU2352804C1 |
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2013 |
|
RU2514582C1 |
СПОСОБ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ЗАКРЫТОГО ЦИКЛА С ДОЖИГАНИЕМ ОКИСЛИТЕЛЬНОГО И ВОССТАНОВИТЕЛЬНОГО ГЕНЕРАТОРНЫХ ГАЗОВ БЕЗ ПОЛНОЙ ГАЗИФИКАЦИИ И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2022 |
|
RU2801019C1 |
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2014 |
|
RU2539315C1 |
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2011 |
|
RU2476706C1 |
ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2014 |
|
RU2562315C1 |
ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2011 |
|
RU2484287C1 |
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2014 |
|
RU2545613C1 |
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с охлаждающим трактом, насос окислителя, насос горючего, две раздельные турбины, согласно изобретению тракт охлаждения камеры сгорания выполнен из двух отдельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в одну из турбин, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего и выход его - со входом в другую турбину. Изобретение обеспечивает снижение уровня напряженности агрегатов двигателя и упрощение конструкции. 1 ил.
Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с охлаждающим трактом, насос окислителя, насос горючего, две раздельные турбины, отличающийся тем, что тракт охлаждения камеры сгорания выполнен из двух отдельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в одну из турбин, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего, и выход его - со входом в другую турбину.
ОВСЯННИКОВ Б.В | |||
и др | |||
Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей | |||
- М.: Машиностроение, 1971, с.30 | |||
КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ | 1999 |
|
RU2151318C1 |
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД) НА КРИОГЕННОМ ТОПЛИВЕ С ЗАМКНУТЫМ КОНТУРОМ ПРИВОДА ТУРБИНЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА (ВАРИАНТЫ) | 1999 |
|
RU2155273C1 |
Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов | 1917 |
|
SU2A1 |
DE 3320556 A1, 08.12.1983 | |||
US 6799417 B2, 05.10.2004. |
Авторы
Даты
2011-01-27—Публикация
2009-08-13—Подача