ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2012 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одной из основных задач, стоящих при создании ЖРД, является создание, по возможности, простой конструкции в сочетании с высокими энергетическими характеристиками. Эффективным схемным решением по созданию простой конструкции двигателя является применение схемы с использованием для привода турбины насосного агрегата энергии, получаемой в охлаждающем тракте камеры. По такой схеме выполнен целый ряд ЖРД, наиболее известным из которых является двигатель RL-10 А-1 (см. "Иностранные авиационные и ракетные двигатели", ЦИАМ, 1967).

Особенностью схемы двигателя RL-10 А-1 является получение рабочего газа турбины в рубашке охлаждения камеры путем газификации горючего без газогенератора и дожигания газа после турбины в камере сгорания.

Недостатком такого схемного решения являются относительно низкие энергетические возможности, обусловленные низкой степенью понижения давления газа на турбине, которая равна:

где π_т- степень понижения давления газа на турбине;

Р_пто - давление компонента (газа) после тракта охлаждения;

Р_вхф - давление газа на входе в форсуночную головку камеры.

Для того, чтобы повысить энергетические возможности турбины, можно применить сброс газа из турбины в зону с более низким давлением, например во входную магистраль насоса.

Известен патент на ЖРД (№ патента РФ 2187684, класс МПК F02K 9/48, № заявки 2000124910/06), где двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного ТНА насос бустерного ТНА и смеситель, при этом выход насоса основного ТНА соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом охлаждения камеры сгорания, которая, в свою очередь, связана с турбинами основного и бустерного ТНА, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является повышенный подогрев жидкого компонента на входе в насос, поскольку все неиспользованное на турбине тепло сбрасывается в зону пред насосом. При таком схемном решении появляется опасность вскипания основного потока жидкости в насосе, развития кавитационных явлений, падения напора насоса и в конечном итоге нарушение мощностного баланса ТНА.

Целью предлагаемого изобретения является достижение большей надежности, более высоких энергетических характеристик ТНА, а следовательно, и всего двигателя безгенераторной схемы за счет более рационального распределения потоков газа, питающего турбину.

Указанная цель достигается тем, что полость между первой и второй ступенью турбины сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой двигателя, приведенной на фиг.1, где представлены следующие агрегаты:

1. Камера сгорания с охлаждающим трактом;

2. Насос окислителя;

3. Насос горючего;

4. Турбина (1-я ступень);

5. Турбина (2-я ступень);

6. Смеситель.

Агрегаты управления, регулирования и бустерные насосы агрегатов для упрощения приведенной схемы не показаны.

Двигатель работает следующим образом. Окислитель поступает на вход в насос 2, из него - в форсуночную головку камеры сгорания 1. Горючее (например, жидкие водород или метан) из бака ракеты поступает на вход в насос 3 и далее в охлаждающий тракт камеры сгорания 1, где оно газифицируется. Из охлаждаемого тракта камеры газифицированное и подогретое горючее поступает на 1-ую ступень турбины, после которой основная часть горючего поступает в форсуночную головку камеры, а оставшаяся часть на 2-ую ступень турбины. После 2-ой ступени эта часть горючего подается на смеситель с низким давлением, в котором происходит его конденсация. Соотношение расходов газа, поступающего в форсуночную головку камеры и на вход в двигатель, подбирается таким образом, чтобы обеспечивался процесс конденсации газа на входе в насос без вскипания основного потока жидкости, т.е. чтобы выполнялось условие превышения давления в смеси над давлением насыщенных паров.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в своем составе камеру с форсуночной головкой и рубашкой охлаждения, ТНА с насосами и двухступенчатой турбиной, питаемой газифицированным в рубашке охлаждения камеры компонентом топлива, при этом полость между первой и второй ступенью турбины ТНА сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу. Изобретение обеспечивает повышение надежности, энергетических характеристик за счет более рационального распределения потоков газа, питающего турбину. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в своем составе камеру с форсуночной головкой и рубашкой охлаждения, ТНА с насосами и двухступенчатой турбиной, питаемой газифицированным в рубашке охлаждения камеры компонентом топлива, отличающийся тем, что полость между первой и второй ступенью турбины ТНА сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу.