ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2015 года по МПК F02K9/42 

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Одной из основных задач, стоящих при создании ЖРД, является обеспечение максимальных энергетических характеристик. Одним из способов обеспечения этой задачи является повышение перепада на турбине бустерного турбонасосного агрегата (БТНА), работающего на криогенных компонентах (например, кислороде). БТНА применяются в ЖРД в качестве вспомогательных, для обеспечения необходимого давления на входе в основные насосы ЖРД.

Известен ЖРД РД-170, у которого питание турбины БТНА окислителя приводится окислительным генераторным газом, отбираемым после основной турбины турбонасосного агрегата (ТНА), который сбрасывается в тракт жидкого кислорода и конденсируется в нем (Путь в ракетной технике. М.: Машиностроение/Машиностроение-Полет, 2004 г., стр.120).

Недостатком схемы этого двигателя является возможность конденсации водяных паров, содержащихся в генераторном газе. При конденсации водяных паров образуются кристаллы льда, которые засоряют фильтры, установленные после ТНА, что может привести к нештатной ситуации в работе двигателя и даже к возгоранию.

Целью предлагаемого изобретения является устранение этого недостатка, а именно исключение генераторного газа высокой температуры как рабочего тела привода турбины БТНА.

Поставленная цель достигается тем, что в жидкостном ракетном двигателе, имеющем в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, согласно изобретению вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - со входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемой двигателя, приведенной на фиг. 1, где представлены следующие агрегаты:

1. Входная магистраль горючего.

2. Насос горючего.

3. Магистраль подачи горючего.

4. Камера сгорания.

5. Магистраль подачи горючего в газогенератор.

6. Газогенератор.

7. Входная магистраль окислителя.

8. Насос БТНА окислителя.

9. Насос окислителя.

10.Турбина ТНА.

11. Магистраль подачи генераторного газа в камеру сгорания.

12. Теплообменник.

13. Магистраль подачи газа в турбину БТНА.

14. Турбина БТНА.

Согласно схеме, представленной на фиг.1, ЖРД состоит из входной магистрали горючего 1, сообщенной со входом в насос горючего 2, который в свою очередь сообщен посредством магистрали подачи горючего 3 со входом в рубашку охлаждения камеры сгорания 4 и магистралью подачи горючего в газогенератор 5 со входом в газогенератор 6. Входная магистраль окислителя 7 сообщена со входом в насос БТНА окислителя 8, а выход из насоса БТНА окислителя 8 - со входом в насос окислителя 9. В свою очередь выход из насоса окислителя 9 сообщен со входом в газогенератор 6. Выход из газогенератора 6 сообщен со входом на турбину ТНА 10, а выход из турбины ТНА 10 сообщен посредством магистрали подачи генераторного газа в камеру сгорания 11 с камерой 4, при этом магистраль подачи генераторного газа в камеру сгорания 11 проходит через горячий контур теплообменника 12. Вход в холодный контур теплообменника 12 сообщен с выходом из насоса окислителя 9, а выход из холодного контура теплообменника 12 посредством магистрали подачи газа в турбину БТНА 13 - со входом в турбину БТНА 14, выход из которой сообщен со входной магистралью окислителя 7.

ЖРД согласно предлагаемому изобретению работает следующим образом. Горючее по входной магистрали 1 поступает в насос горючего 2, откуда часть его по магистрали подачи горючего 3 поступает через рубашку охлаждения в камеру сгорания 4. Другая часть по магистрали подачи горючего в газогенератор 5 поступает в газогенератор 6.

Окислитель по входной магистрали 7 поступает в насос БТНА окислителя 8 и далее - в насос окислителя 9, откуда большая часть окислителя поступает в газогенератор 6. В газогенераторе 6 вырабатывается генераторный газ, который поступает на турбину ТНА 10 и приводит ее во вращение. Генераторный газ после турбины ТНА 10 проходит через горячий контур теплообменника 12, передавая тепловую энергию компоненту в холодном контуре, поступает в камеру сгорания 4, где он дожигается с горючим. Часть жидкого кислорода после насоса окислителя 9 поступает в холодный контур теплообменника 12, где он газифицируется и далее поступает на турбину БТНА 14, приводя последнюю во вращение. Далее газообразный кислород из турбины БТНА 14 смешивается с жидким кислородом из входной магистрали окислителя 7, в результате образуется однородная жидкость, которая поступает на вход в насос БТНА 8. Соотношение расходов газообразного и жидкого кислорода подбирается таким образом, чтобы обеспечить 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.

Таким образом, обеспечивается пониженное давление на выходе из турбины БТНА 14 и как следствие повышенный перепад на ней без использования напрямую генераторного газа высокой температуры. Такое решение исключает наличие в газообразном кислороде, поступающем из турбины БТНА 14, паров воды и других составляющих, которые могут конденсировать в твердые вещества.

Использование предлагаемого изобретения позволит улучшить внутреннюю энергетику ЖРД и тем самым повысить его эксплуатационные показатели (ресурс, экономичность и надежность).

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД имеет в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, согласно изобретению вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя. Изобретение обеспечивает исключение генераторного газа высокой температуры как рабочего тела привода турбины бустерного турбонасосного агрегата. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, отличающийся тем, что вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - со входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя.