ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2014 года по МПК F02K9/42 

Предлагаемое изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано в других областях техники. В ЖРД, использующих двухкомпонентное топливо, всегда существует задача предотвращения соединения двух компонентов топлива в местах, где это не предусмотрено схемой двигателя. Эта задача традиционно решается по-разному:

- для трубопроводов и тупиковых полостей - продувкой инертным газом;

- для агрегатов автоматики и ТНА - установкой уплотнений, введением разделительных полостей с дренированием утечек компонентов топлива в окружающую среду через специальные дренажные трубопроводы. Так спроектированы агрегаты большинства известных ЖРД, например, на двигателе АЛО-137 - прототип (см. «Иностранные авиационные и ракетные двигатели», ЦИАМ, 1971 г, стр. 467). В большинстве случаев использование упомянутых мер является достаточным для обеспечения безопасности функционирования двигателя. Однако в некоторых случаях возникает необходимость предотвратить утечки окислителя в полость турбины и несоответствие между величиной утечек и пропускной способностью дренажного трубопровода. Так возникает потребность в дренировании утечек и его интенсификации. Использование продувки для этой цели не всегда возможно, а иногда приводит к обратному результату, так как сам газ продувки требует определенных проходных площадей и может «оттеснять» дренируемый компонент от дренажного канала. В этом состоит недостаток известных технических решений.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2484284, МПК P02K 9/42, опубл. 10.06.2013 г.

Недостаток - большой вес системы продувки из-за наличия массивного баллона со сжатым газом.

Задачами создания предлагаемого изобретения является уменьшение веса двигателя и повышение эффективности работы системы дренирования полостей ЖРД и удаление компонентов топлива из них, накапливаемых вследствие несанкционированных утечек.

Достигнутый технический результат - снижение веса двигателя.

Поставленная цель достигается в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, соединенным с баллоном сжатого газа, тем, что газовый эжектор соединен с полостью за турбиной.

Сущность изобретения иллюстрируется на чертежах фиг.1 и 2, где:

на фиг.1 приведена схема двигателя,

на фиг.2 - вариант схемы питания эжектора.

На схеме, показанной на фиг.1, двигатель состоит из камеры 1, питаемой окислительным газом от газогенератора 2, который, в свою очередь, питается от насосов, входящих в состав ТНА 3 (насос горючего 4 и насос окислителя 5). Турбина 6, питаемая генераторным газом, располагается между газогенератором 2 и камерой 1. Насос горючего 4 также связан с камерой 1 двигателя. Дренажная полость 7 расположена между насосом окислителя 5 и турбиной 6, к ней подстыкован дренажный трубопровод 8, в котором установлен эжектор 9, функционирующий от газа высокого давления, который отбирается трубопроводом 10 из полости 11 за турбиной 6.

Трубопровод 10 может содержать клапан 12 и дроссель 13. (фиг.2) Входные магистрали окислителя 14 и горючего 15 подстыкованы ко входам соответствующих насосов 4 и 5.

Двигатель работает следующим образом. Горючее по входной магистрали 14 поступает в насос 4 и далее в камеру 1. Окислитель по входной магистрали 15 поступает в насос окислителя 5 и из него в газогенератор 2. Туда же в газогенератор 2 поступает часть горючего из насоса 4. В газогенераторе 2 происходит процесс горения, продукты сгорания поступают на турбину 6, приводя ее во вращение. Турбина 6, в свою очередь, приводит во вращение насосы 4 и 5. Газ после турбины 6 поступает в камеру 1, где он дожигается и истекает через сопло, создавая тягу. Давление компонентов топлива в насосах 4 и 5 повышается и, соответственно, повышается давление в газогенераторе 2 и камере 1. Двигатель выходит на расчетный режим.

Для предотвращения утечек окислителя из насоса 5 в полость турбины служит дренажная полость 7 с дренажным трубопроводом 8. Для более эффективного удаления утечек установлен эжектор 9, который после открытия клапана 12 за счет эффекта эжекции отсасывает окислитель из насоса 5, удаляя его из места утечки.

Таким образом, выполнение дренажной полости между насосом окислителя 5 и турбиной 6 и снабжение дренажного трубопровода газовым эжектором способствует более эффективному удалению утечек окислителя из насоса, минуя полость турбины 6. Применение газов, отбираемых из-за турбины 6, позволяет отказаться от баллона сжатого газа и уменьшить вес двигателя.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенный с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, при этом газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной. Трубопровод содержит клапан и дроссель. Изобретение обеспечивает повышение эффективности системы дренирования полостей ЖРД и удаление компонентов топлива из них. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, отличающийся тем, что газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что трубопровод содержит клапан и дроссель.