ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2018 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одной из основных проблем, возникающих при создании ЖРД, является обеспечение максимальных энергетических характеристик и высоких показателей надежности.

Известен ЖРД открытой схемы, содержащий камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомплектном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - жидкого окислителя и жидкого углеводородного горючего, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, заканчивающейся расширяющимся насадком, кроме того, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, а также клапаны окислителя и горючего, отличающийся тем, что в магистрали жидкого окислителя между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора (патент РФ №№2459970, МПК: F02K 9/48, от 28.10.2010).

Указанный ЖРД работает следующим образом.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя и далее самотеком поступает в газогенератор, где он вступает в реакцию горения с горючим, поступающим туда частичным расходом из насоса горючего. Образовавшийся в газогенераторе газ приводит в движение турбину и, соответственно, насосы горючего и окислителя. В результате этого окислитель и горючее поступают в газификатор, где жидкий окислитель переводится в газ высокой температуры, который поступает в форсуночную головку камеры сгорания и через струйные форсунки поступает в огневое пространство камеры сгорания. Жидкое горючее из бака через дроссель и клапан поступает в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, а из него в форсуночную головку камеры сгорания, в которой происходит его полное сгорание в окислительном газе. Образовавшиеся продукты сгорания истекают из камеры сгорания двигателя, создавая тягу.

Основным недостатком данного ЖРД являются большие потери удельного импульса, связанные с выбросом генераторного газа в атмосферу.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет дожигания генераторного газа в камере сгорания.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры.

Предлагаемый ЖРД за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи - повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД за счет дожигания генераторного газа в камере сгорания.

Сущность изобретения иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на чертеже.

Предлагаемый ЖРД содержит камеру сгорания 1 с трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, газогенератор 4, турбонасосный агрегат 5, включающий в себя насос горючего 6, насос окислителя 7, турбину 8, вход которой сообщается с выходом газогенератора 4, а выход - с эжектором 9, соединенным с трактом охлаждения 2 камеры 1, при этом выход эжектора 9 соединен с форсуночной головкой 3 камеры 1.

Предлагаемый ЖРД работает следующим образом.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя 7. Основная часть окислителя из насоса окислителя 7 поступает в тракт охлаждения 2 камеры 1, где он подогревается и газифицируется. Далее газообразный окислитель из тракта охлаждения 2 поступает в эжектор 9. Оставшаяся часть окислителя поступает в газогенератор 4.

Жидкое горючее из бака через насос горючего 6 основным расходом поступает в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, а оставшаяся часть горючего - в газогенератор 4.

В газогенераторе 4 происходит сгорание компонентов топлива и образование генераторного газа. Полученный генераторный газ поступает на турбину 8 турбонасосного агрегата 5 и далее в эжектор 9. Турбина 8 приводит в действие насосы горючего 6 и насос окислителя 7.

В эжекторе 9 происходит смешение основной части окислителя и генераторного газа. Полученная в эжекторе 9 смесь газов поступает в форсуночную головку 3 и далее во внутреннюю полость камеры сгорания 1, где она смешивается с основной частью горючего и сгорает. Образовавшиеся продукты сгорания компонентов топлива истекают из сопла камеры сгорания 1, создавая реактивную тягу двигателя.

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить энергетические характеристики и показатели надежности ЖРД за счет дожигания генераторного газа в камере сгорания.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса и надежности ЖРД. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель, характеризующийся тем, что он содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры.