Жидкостный ракетный двигатель

Авторы патента:

F02K9/48 - приводимых в движение газовой турбиной, работающей на газообразных продуктах сгорания топлива (турбонасосная система подачи)

Владельцы патента RU 2562323:

Болотин Николай Борисович (RU)

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.

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 АЛ0-137 - 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 Р02К 9/42, опубл. 10.06.2013 г.

Недостаток - большой вес системы продувки из-за наличия массивного баллона со сжатым газом и низкая надежность из-за возможности смешивания окислителя и горючего в дренажных полостях.

Задачами создания предлагаемого изобретения является уменьшение веса двигателя и повышение надежности двигателя дренирования полостей ЖРД и удаление компонентов топлива из них, накапливаемых вследствие несанкционированных утечек и недопущение их смешивания.

Достигнутый технический результат - снижение веса двигателя и разобщение окислителя и горючего.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, тем что между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнено по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной. Трубопровод может содержать клапан и дроссель.

Сущность изобретения иллюстрируется на 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.

Между турбиной 6 и насосом окислителя 5 и между насосом окислителя 5 и насосом горючего выполнено по две дренажные полости соответственно 7…10. К дренажным полостям 7…10 подстыкованы дренажные трубопроводы 11…14, в котором установлен эжектор 15, функционирующий от газа высокого давления, который отбирается трубопроводом 16 из полости 17 за турбиной 6.

Трубопровод 16 может содержать клапан 18 и дроссель 19. (фиг. 2) Входные магистрали окислителя 20 и горючего 21 подстыкованы ко входам соответствующих насосов 5 и 4.

Двигатель работает следующим образом. Горючее по входной магистрали 21 поступает в насос горючего 4 и далее в камеру 1. Окислитель по входной магистрали 20 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 турбины 6, насоса окислителя 5 и насоса горючего 4 и их смешения служат дренажные полости 7…10 с дренажным трубопроводом 11…14. Для более эффективного удаления утечек установлен эжектор 5, который после открытия клапана 18 и за счет эффекта эжекции отсасывает утечки окислителя, горючего и газогенераторного газа и сбрасывает их в атмосферу за торцом ракеты, на которой двигатель установлен.

Таким образом, выполнение двух дренажных полостей между турбиной 6 и насосом окислителя 5 и двух дренажных полостей между насосом окислителя 5 и насосом горючего 4 и снабжение дренажного трубопровода 16 газовым эжектором способствует более эффективному удалению утечек горючего, окислителя и газогенераторного газа.

Применение для эжектора 15 газов, отбираемых из-за турбины 6, позволяет отказаться от баллона сжатого газа и уменьшить вес двигателя.

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 между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнено по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

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

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.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя // 2560656

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.

Жидкостный ракетный двигатель // 2551713

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.

Система подачи жидкого кислорода и способ его подачи из бака потребителю // 2547353

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.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя // 2545615

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.

Жидкостный ракетный двигатель // 2545613

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.

Жидкостный ракетный двигатель // 2544684

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.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя // 2539315

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 окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы // 2533524

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).

Жидкостный ракетный двигатель // 2531835

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.

Турбонасосный агрегат // 2573440

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.

Агрегат подачи топлива жидкостного ракетного двигателя // 2574192

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.

Газовый тракт жрд // 2579296

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием окислительного генераторного газа. Газовый тракт на выходе из газогенератора и в корпусе турбины ТНА снабжен гальваническим никелевым и медным покрытиями, повышающими стойкость агрегатов к возгоранию, единый концевой участок изогнутого трубопровода двигателя в полетной комплектации снабжен смотровым отверстием и приваренным к нему резьбовым штуцером осмотра колеса турбины с установленной на нем заглушкой и уплотнительным кольцом, в патрубках на выходе из единого концевого участка изогнутого трубопровода смонтированы резьбовые штуцеры с установленными в них тремя термопарами, имеющими различную длину чувствительного элемента, и уплотнительными прокладками, на прямолинейных участках разветвленного изогнутого трубопровода установлены теплообменники, снабженные штуцерами подвода и отвода газа наддува, причем штуцер подвода газа наддува расположен ниже по потоку окислительного генераторного газа. Изобретение обеспечивает повышение надежности места соединения газогенератора с ТНА и единого концевого участка изогнутого трубопровода с выходом турбины, а также повышение надежности работы двигателя, его агрегатов ТНА и газогенератора. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

Блок сопел // 2587729

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально закрытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок сопел состоит из корпусов, герметично соединенных между собой общим патрубком входа сваркой. Затворы установлены в корпусы. Седла с гибкими обечайками установлены в проточки корпусов с натягом. Уплотнительные кольца поджаты прорезными пружинами. Таким образом, применение указанного блока сопел позволяет снизить утечки генераторного газа через уплотнительные кольца и седла с гибкой обечайкой и утечки управляющего гелия через уплотнительные кольца, что способствует снижению массы жидкостного ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива // 2603303

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а более конкретно к реактивной двигательной установке (1), в которой первый топливный контур (6) для подачи первого компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый регенеративный теплообменник (10) и турбину (8a) первого турбонасоса (8), а второй топливный контур (7) для подачи второго компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй регенеративный теплообменник (11) и турбину (9a) второго турбонасоса (9). Установка (1) дополнительно содержит по меньшей мере один вторичный двигатель (15), подсоединенный ниже по потоку от турбин (8a, 9a) первого и второго турбонасосов (8, 9). Изобретение обеспечивает повышение мощности двигателя. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель // 2612232

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для запуска ЖРД. Жидкостной ракетный двигатель содержит блок управления, камеру, турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и газогенератор, установленный на нем и соединенный газоводом с камерой, запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата, соединенный силовыми кабелями с средством интенсификации горения, при этом в качестве средства интенсификации горения применены СВЧ-излучатели, установленные на поверхности камеры и/или газогенератора. Генераторы СВЧ-излучения могут быть установлены радиально на хомутах в форме полуколец. В качестве генераторов СВЧ излучения могут быть применены магнетроны, клистроны. Генераторы СВЧ-излучения могут быть соединены с электрогенератором через коммутатор. Изобретение обеспечивает улучшение полноты сгорания компонентов ракетного топлива и улучшение запуска. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Способ и устройство для питания ракетного двигателя // 2641791

Изобретение относится к устройству питания камер ракетных двигателей (100) первым и вторым компонентами ракетного топлива. Первый контур (16) питания создающей тягу камеры (10) включает в себя турбонасос (22), имеющий по меньшей мере один насос (22a) для перекачки первого компонента ракетного топлива из первого бака (12) и турбину (22b), механически соединенную с упомянутым насосом (22a). Первый контур питания соединяет выход насоса с входом турбины через теплообменник (24), выполненный с возможностью нагревания первого компонента ракетного топлива теплом, создаваемым создающей тягу камерой, для того, чтобы привести в действие турбину. В соответствии с настоящим изобретением второй контур (18) питания выполнен с возможностью питания создающей тягу камеры вторым компонентом ракетного топлива из второго бака (14), который выполнен с возможностью поддержания повышенного давления. Настоящее изобретение также предлагает способ питания создающей тягу камеры ракетного двигателя первым и вторым компонентами ракетного топлива. Изобретение обеспечивает повышение давления в баках, содержащих компоненты ракетного топлива. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ракетный двигатель в сборе // 2642938

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода. Ракетный двигатель в сборе имеет контур паров кислорода (60) для направления паров кислорода с помощью нагревателя в камеру сгорания или в бак. При направлении паров кислорода в камеру сгорания двигатель развивает малую тягу. Изобретение обеспечивает работу двигателя на большой и малой тяге, избегая появления колебательных явлений в системе подачи горючего. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Жидкостный ракетный двигатель // 2647937

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.

Устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя // 2648480

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя. Оно находит применение, в частности, для летательного аппарата типа воздушно-космического самолета. Изобретение обеспечивает понижение температуры, действующей на турбонасосы. 5 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.