Кислородно-водородная двигательная установка многократного включения

 

Изобретение предназначено для движителей летательных аппаратов и для разгонных блоков с повышенной надежностью и высокими энергетическими и экономическими характеристиками. В пневмогидравлической схеме кислородно-водородной двигательной установки установлены ресиверы-газогенераторы 15, 14 для газификации жидких топливных компонентов, используемых в ЯРД малой тяги 16. Установка содержит двухвальный турбонасосный агрегат с последовательно расположенными турбинами 2, 3. Для воспламенения жидких топлив в камере маршевого двигателя 12, в ресиверах-газогенераторах> а также в ЖРД малой тяги установлены газодинамические источники воспламенения. Установка обеспечивает периодическую работу реактивной системы управления и многократное включение камеры маршевого ЖРД. При работе двигателя по схеме данной установки обеспечивается экологическая чистота окружающей среды при его высокой эффективности и надежности функционирования. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов и предназначено для разгонных блоков, имеющих повышенную надежность и высокие энергетические и экологические характеристики.

Известна кислородно-водородная двигательная установка, содержащая камеру с трубчатым охлаждающим трактом и турбонасосным агрегатом (ТНА), в состав которого входят насосы окислителя и горючего и осевая двухступенчатая турбина, рабочим телом которой является газифицированный в охлаждающем тракте камеры водород [1].

Известна кислородно-водородная двигательная установка с турбиной, работающей на газифицированном водороде, где в камеру вмонтирован цилиндрический теплообменник-подогреватель [2].

Недостатком известных ДУ является ограниченное давление в камере и, следовательно, ограниченный удельный импульс, наличие автономной реактивной системы управления (РСУ), исполнительные органы которой - жидкостные реактивные двигатели малой тяги (ЖРД МТ) работают на токсичных топливных компонентах, что не позволяет считать всю двигательную установку экологически чистой.

Целью изобретения является повышение надежности и энергетических характеристик ДУ с одновременным обеспечением ее экологической чистоты.

Указанная цель достигается тем, что представленная кислородно-водородная двигательная установка многократного включения, содержащая объединенный бак окислителя и горючего, турбонасосный агрегат с последовательным расположением турбин насосных агрегатов окислителя и горючего, исполнительные органы систем регулирования кажущейся скорости летательного аппарата и регулирования соотношения компонентов, жидкостные ракетные двигатели малой тяги реактивной системы управления летательным аппаратом, снабжена ресиверами-газогенераторами окислительного и восстановительного газов, установленными между дополнительными насосными агрегатами и камерами двигателей малой тяги, дополнительными насосами окислителя и горючего с электроприводами, размещенными на выходе из бака, теплообменником на смесительной головке внутри камеры маршевого двигателя, при этом турбонасосный агрегат системы питания камеры маршевого двигателя выполнен двухвальным.

На чертеже представлена ПГС ДУ многократного включения. ПГС ДУ состоит из объединенного бака 1 окислителя (О) и горючего (Г), турбонасосного агрегата, состоящего из турбины (О) 2 и турбины (Г) 3, расположенных последовательно на раздельных валах, и насосных агрегатов (О) 4 и (Г) 5, исполнительных органов систем регулирования кажущейся скорости ЛА 7 и соотношения компонентов 6, дополнительных насосов (О) 8 и (Г) 9 с электроприводами 10 и 11, установленных на выходе из бака 1. На смесительной головке внутри камеры 12 маршевого двигателя расположен теплообменник 13.

Реактивная система управления (РСУ) связана с ПГС системы питания камеры маршевого двигателя через ресиверы-газогенераторы (О) 14 и (Г) 15, размещенные между дополнительными насосами 9, 10 и исполнительными органами РСУ ЖРД малой тяги 16.

В отсеке бака 1 с жидким водородом установлен блок шарбаллонов 17 с газообразным гелием (He).

В камере маршевого двигателя 12, в ресиверах-газогенераторах (РГО и РГГ) установлены газодинамические источники воспламенения (на чертеже не показаны).

ПГС работает следующим образом. При запуске РСУ производится продувка полостей окислителя РГО 14 и полостей горючего РГГ 15, раскрутка дополнительных насосов 8 и 9 и подача гелия, кислорода и водорода в газодинамические воспламенители (ГИВ) РГО 14 и РГГ 15, которые срабатывают, а окислитель и горючее от дополнительных насосов 8 и 9 поступают в РГО и РГГ и воспламеняются от уже работающих ГИВ. Давление в ресиверах повышается, и при давлении приблизительно 1,5 МПа окислительный и восстановительный газы заполняют магистрали ЖРД МТ 16 РСУ. При предельном давлении 22 МПа доступ гелия, окислителя и горючего в РГО 14, РГГ 15 и ГИВ прекращается.

Для запуска маршевого двигателя открывается доступ окислителя и горючего после дополнительных насосов 8 и 9 в систему питания камеры 12 для захолаживания магистралей, при этом жидкий водород через насос 5, рубашку охлаждения камеры 12, центральный блок форсунок смесительной головки поступает в камеру. Окислитель через насос заполняет магистраль окислителя до входа в смесительную головку камеры. При этом через форсунки окислителя смесительной головки идет интенсивная продувка гелием. После подачи гелия, водорода и кислорода к воспламенительным устройствам камеры 12 и их срабатывания и одновременной подаче малым расходом окислителя в камеру через центральный блок форсунок смесительной головки камера выходит на режим, соответствующий 0,05 РкN. При этом обеспечивается наддув отсека бака горючего водородом, а отсека окислителя - гелием. Таким образом, маршевая камера готова к выходу на основной режим.

Снимается напряжение с электроприводов 10, 11 дополнительных насосов 8 и 9 и открывается доступ Г и O в магистрали питания камеры маршевого двигателя. Газифицированный водород из охлаждающего тракта через теплообменник 13 поступает в турбину 3 насоса 5, затем в турбину 2 насоса окислителя 4 и по газоводу через смесительную головку - в камеру маршевого двигателя. Окислитель после насосного агрегата окислителя 4 поступает в камеру 12 маршевого двигателя. Давление за насосными агрегатами 4 и 5 и в камере 12 увеличивается и при достижении определенного давления за насосом 5 в работу включаются регуляторы 7 и 6, обеспечивающие требуемый режим работы двигательной установки, и маршевый двигатель выходит на номинальный режим.

Предлагаемая схема ПГС позволяет: 1. Разместить в корпусе основного ТНА последовательно турбины насоса окислителя и насоса горючего, обеспечить различную частоту вращения роторов насосов без шестеренного редуктора, тем самым уменьшить массу и повысить надежность.

2. Использовать для привода турбин газифицированный водород и исключить возможность конденсации паров воды в уплотнителях роторов ТНА.

3. Обеспечить надежное функционирование РСУ за счет рабочих тел, поступающих из ресиверов-газогенераторов.

4. Значительно упростить ПГС двигательной установки за счет использования электроприводов дополнительных насосов, обеспечить надежное захолаживание системы питания камеры маршевого двигателя, создавая при этом тягу приблизительно 0,05 РкN при высоком удельном импульсе.

5. Использовать газодинамические источники воспламенения, что уменьшает потребление электроэнергии, придает конструкции компактность, обеспечивает периодическую работу РСУ и многократное функционирование камеры маршевого двигателя.

Формула изобретения

1. Кислородно-водородная двигательная установка многократного включения, содержащая турбонасосный агрегат, включающий насосные агрегаты окислителя и горючего с последовательно расположенными турбинами, исполнительные органы системы регулирования соотношения компонентов, теплообменник, установленный на смесительной головке внутри камеры маршевого двигателя, отличающаяся тем, что установка содержит объединенный бак окислителя и горючего, исполнительные органы системы регулирования кажущейся скорости летательного аппарата, жидкостные ракетные двигатели малой тяги реактивной системы управления летательным аппаратом, причем она снабжена дополнительными насосами окислителя и горючего с электроприводами, размещенными на выходе из бака, ресиверами-газогенератора окислительного и восстановительного газов, установленными между дополнительными насосами и камерами двигателей малой тяги, при этом турбонасосный агрегат системы питания маршевой камеры выполнен двухвальным.

2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что в ресиверах-газогенераторах окислителя и горючего и в камере маршевого двигателя установлены газодинамические воспламенители.

РИСУНКИ

Рисунок 1



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе, например кислороде, углеродном горючем и водороде

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многоступенчатой ракете-носителю, к способу его запуска, а также к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах

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

Изобретение относится к конструкции насосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в авиационной и ракетной технике

Изобретение относится к области привода ракетного двигателя

Изобретение относится к устройству моторизации насоса (2), обеспечивающего питание ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающемуся тем, что оно содержит инерционное колесо (1) и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено со входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры. Изобретение обеспечивает повышение эффективности струйных преднасосов. 3 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала. Турбонасос выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Рассмотрен ракетный двигатель, использующий турбонасос, который выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Изобретение обеспечивает уменьшение момента инерции турбонасоса и улучшает быстроту реагирования ракетного двигателя турбонасосного типа. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги и снижение массы ЖРД. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик и надежности ЖРД. 1 ил.
Наверх