Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя содержит турбину и насосы окислителя и горючего с рабочими колесами, согласно изобретению турбина выполнена биротативной и содержит два рабочих колеса, выполненных без сопловых аппаратов с возможностью вращения в противоположные стороны, каждое из которых соединено соответственно с рабочим колесом насоса окислителя и насоса горючего. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя может содержать дополнительный насос горючего, при этом рабочие колеса дополнительного насоса горючего и насоса горючего установлены на одном валу. Изобретение обеспечивает уменьшение центробежных нагрузок на ротор турбины. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, турбонасосный агрегат - ТНА. ТНА содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата. Такое свойство насоса неминуемо приводит к уменьшению расхода одного из компонентов топлива через ТНА, падению тяги ракеты в несколько раз и срыву программы полета ракеты или к катастрофе.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Насосы и турбины скомпонованы в два ТНА: основной и бустерный. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации и к последствиям, указанным выше. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема неприемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г. (прототип), который содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего (дополнительного насоса горючего) соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком такой схемы является пожар или взрыв ТНА и ракеты на старте или в полете вследствие низкой надежности уплотнения между турбиной и насосом окислителя, между насосом окислителя и горючего, а также между насосом горючего и дополнительным насосом горючего из-за действия на них большого перепада давления: 300…400 кгс/см2 для современных ЖРД. Например, при использовании в качестве компонентов ракетного топлива водорода и кислорода самые незначительные утечки этих компонентов приводят к образованию «гремучей смеси» и практически всегда - к взрыву ракеты.

Задачи создания изобретения: уменьшение габаритов и веса ТНА и уменьшение центробежных нагрузок на ротор турбины.

Решение указанной задачи достигнуто в турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, содержащем турбину и насосы окислителя и горючего с рабочими колесами, тем, что турбина выполнена биротативной и содержит два рабочих колеса, выполненных без сопловых аппаратов с возможностью вращения в противоположные стороны, каждое из которых соединено соответственно с рабочим колесом насоса окислителя и насоса горючего. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя по может содержать дополнительный насос горючего, при этом рабочие колеса дополнительного насоса горючего и насоса горючего установлены на одном валу.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1 и 2, где:

- на фиг.1 приведена схема первого варианта ТНА,

- на фиг.2 приведена схема второго варианта ТНА с дополнительным насосом горючего.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя ТНА (Фиг.1) содержит турбину 1 с рабочими колесами турбины 2 и 3, без сопловых аппаратов, его корпус 4 и входной патрубок 5, насос окислителя 6 с рабочим колесом 7, насос горючего 8 с рабочим колесом 9, два вала 10 и 11, установленных на опорах 12, 13 и 14. На валу 11 установлены рабочие колеса 3 и 7, а на валу 10 - рабочие колеса 2 и 9 (детали ротора).

Возможен второй вариант ТНА (фиг.2), который дополнительно содержит дополнительный насос горючего 15, имеющий рабочее колесо 16 дополнительного насоса горючего 15, при этом рабочее колесо 16 установлено на валу 10 вместе с рабочим колесом 9 насоса горючего 8.

В результате появилась реальная возможность спроектировать ТНА и в первую очередь турбину меньших габаритов и веса.

Применение изобретения позволило:

1. Уменьшить габариты и вес ТНА.

2. Обеспечить модульность конструкции ТНА.

3. Спроектировать все узлы ТНА: турбину и насос, на оптимальные параметры, в том числе частоты вращения и согласовать частоты вращения за счет применения двухвальной схемы.

4. Повысить надежность ТНА за счет уменьшения действия центробежных сил на детали роторов турбины.

1. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, содержащий турбину и насосы окислителя и горючего с рабочими колесами, отличающийся тем, что турбина выполнена биротативной и содержит два рабочих колеса, выполненных без сопловых аппаратов с возможностью вращения в противоположные стороны, каждое из которых соединено соответственно с рабочим колесом насоса окислителя и насоса горючего.

2. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что он содержит дополнительный насос горючего, при этом рабочие колеса дополнительного насоса горючего и насоса горючего установлены на одном валу.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзоной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего, и вторую зону с центральным форсуночным блоком, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего осевые дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена осевым отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостной ракетный двигатель, содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, согласно изобретению турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, включающий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего, при этом турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена внутри первой зоны камеры сгорания.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Целью предлагаемого изобретения является повышение энергетических возможностей ЖРД, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к высокооборотным шнекоцентробежным насосам турбонасосных агрегатов дросселируемых жидкостных ракетных двигателей.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в зенитных ракетах с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Зенитная ракета содержит головную часть, осесимметричный корпус с баками окислителя и горючего и ЖРД с камерой сгорания и турбонасосным агрегатом (ТНА), четыре радиально установленные управляющие сопла.

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, при этом турбина выполнена внутри цилиндрической части камеры сгорания, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит дополнительные форсунки горючего на своей цилиндрической части ниже турбины.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, содержащий камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, выход из первой ступени которой соединен с форсуночной головкой камеры, согласно изобретению, выход из второй ступени турбины соединен с входом в корпус турбины бустерного насоса одного из компонентов топлива, выход из которого соединен со входом в двигатель или с окружающей средой. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик за счет более полного использования энергетических возможностей газа, сбрасываемого после второй ступени турбины. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха. Активатор газогенераторной смеси может содержать два электрода, соединенных высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения, который соединен с электрогенератором. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает повышение удельной тяги и многоразовое включение. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к турбонасосным агрегатам. В турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, содержащем установленные на валу рабочее колесо насоса окислителя, рабочее колесо насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, при этом он содержит электрогенератор, имеющий статор и ротор с валом, вал электрогенератора соединен с валом турбонасосного агрегата, при этом между валом турбонасосного агрегата и валом электрогенератора установлена магнитная муфта. Между насосом окислителя и насосом горючего может быть установлена магнитная муфта. Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего может быть установлена магнитная муфта. Изобретение обеспечивает предотвращение взрыва ТНА на старте или в полете. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов. Система подачи жидкого кислорода, содержащая агрегат соединенных последовательно гидравлически друг с другом насосов трех каскадов с автономными приводами, бак с кислородом и потребитель кислорода, где вход системы соединен с баком, а выход - с потребителем кислорода, в соответствии с изобретением снабжена источником газа высокого давления с вентилем, смесителем и потребителем газа, где источник газа соединен через вентиль с входом привода насоса третьего каскада, выполненного в виде турбины, выход газа из турбины третьего каскада соединен с потребителем газа и с входами газа приводов насосов первого и второго каскадов, выполненных в виде осевых турбин, расположенных коаксиально соответствующим насосам и скрепленных с ними, выходы газа из турбин первого и второго каскадов соединены через смеситель с выходом жидкого кислорода из насоса первого каскада, причем каналы подачи кислорода в насосах первого и второго каскадов выполнены диагональными с осевыми входами и выходами, а насос третьего каскада выполнен центробежным. Способ подачи жидкого кислорода из бака потребителю, заключающийся в том, что из бака подают кислород в насос первого каскада, из насоса первого каскада подают кислород в насос второго каскада, из насоса второго каскада подают кислород в насос третьего каскада, из насоса третьего каскада подают кислород потребителю, причем в насосе первого каскада давление кислорода повышают с условием обеспечения бескавитационной работы насоса второго каскада, в насосе второго каскада давление жидкого кислорода повышают до сверхкритического уровня, а в насосе третьего каскада устанавливают максимально допустимую частоту вращения, при этом на вход турбины третьего каскада подают из источника газ высокого давления, в турбине третьего каскада энергию газа преобразуют с понижением давления в механическую работу, а на выходе из турбины третьего каскада газ подают потребителю и на вход турбин первого и второго каскадов, в турбинах первого и второго каскадов энергию газа преобразуют с понижением давления в механическую работу и выпускают газ в смеситель, где его смешивают с потоком кислорода, поступающим из насоса первого каскада, при этом величину давления кислорода перед насосом третьего каскада устанавливают выше давления критического состояния кислорода не более чем на 10%, а частоту вращения ротора насоса третьего каскада выбирают на предельном уровне, исходя из условия максимально допустимого значения параметра В напряженности ротора, определяемого соотношением B=Nнn2, где Nн - мощность насоса, n - частота вращения ротора, причем частоту вращения ротора насоса второго каскада устанавливают больше частоты вращения ротора насоса первого каскада. Изобретение обеспечивает повышение КПД и уменьшения массы насосной системы при увеличении надежности ее работы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенные в единый блок, согласно изобретению он снабжен турбонасосным агрегатом, вход в турбину которого сообщен со вспомогательной камерой, кроме того, двигатель дополнительно снабжен газогенератором, работающим с избытком второго компонента топлива, выход из которого сообщен с форсуночной головкой камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение энергетических возможностей ЖРД, выполненных с использованием вспомогательной камеры сгорания и турбонасосной системой подачи. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. В турбонасосном агрегате (ТНА) жидкостного ракетного двигателя, содержащем основную турбину и насосы окислителя, горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, согласно изобретению на источнике высокого давления выполнена торцевая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, при этом установлено не менее двух пирозарядов, пусковая турбина выполнена с по меньшей мере двумя сопловыми аппаратами, закрытыми заслонкой, имеющей возможность поочередного открытия отверстий. Заслонка может быть соединена с приводом через механическую передачу. Может быть установлено два или более источника высокого давления. К валу ТНА через мультипликатор может быть присоединен дополнительный насос горючего. Изобретение обеспечивает многоразовый запуск ТНА и двигателя. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя, два насоса горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, при этом турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего осевые дополнительные форсунки второго горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла вторым горючим и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной. Выход из насоса окислителя соединен трубопроводом с камерой сгорания, содержащим клапаны окислителя. Выход из насоса первого горючего соединен трубопроводом с верхним коллектором горючего. Выход из насоса второго горючего соединен трубопроводами с главным коллектором горючего. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение надежности. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, причем дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, согласно изобретению между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнены по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной. Трубопровод содержит клапан и дроссель. Изобретение обеспечивает уменьшение веса двигателя и повышение его надежности. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения. Изобретение решает задачу работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении ЖРД, что достигается уменьшением нагрева подшипников. Для этого турбонасосный агрегат включает корпус 1, ротор с центробежным насосом 2, турбину 3, подшипниковую опору 4, входной патрубок насоса низкого давления 5, выход из насоса высокого давления 6, камеру высокого давления 7, трубопровод 8, обратный клапан 9 и жиклер 10. При останове двигателя давление за насосом падает до нуля. При этом закрывается обратный клапан 9 и жидкий компонент из камеры высокого давления 7 через жиклер 10 под действием паров компонента топлива поступает в подшипниковую опору, охлаждая подшипники. Использование изобретения позволит уменьшить нагрев подшипников, что улучшит условие их работы и повысит надежность многократного включения (запуска) двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий газогенератор, имеющий головку и расположенный под ним турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, основную турбину и насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, при этом выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапан окислителя с головкой газогенератора, при этом на источнике высокого давления выполнена торцовая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, при этом установлено не менее двух пирозарядов, пусковая турбина выполнена с по меньшей мере двумя сопловыми аппаратами, закрытыми заслонкой, имеющей возможность поочередного открытия отверстий и их совмещения с одним из сопловых аппаратов, а трубопровод в месте соединения с газогенератором установлен радиально. Заслонка соединена с приводом. Заслонка соединена с приводом через механическую передачу. Может быть установлено два или более источников высокого давления. Изобретение обеспечивает многоразовый запуск ТНА и двигателя в полете. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх