Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД), работающему по схеме с дожиганием генераторного газа. Жидкостный ракетный двигатель содержит газовод и опору крепления, при этом опора крепления установлена на газоводе, выполнена охлаждаемой и содержит каналы охлаждения. Опора крепления состоит не менее чем из двух частей, содержит магистрали перепуска охладителя между своими частями, а части опоры соединены фланцевым соединением. Изобретение обеспечивает выполнение плотной компоновки двигателя, а также расположение ТНА выше критического сечения камеры сгорания. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД), работающему по схеме с дожиганием генераторного газа.

При разработке ЖРД предъявляются предельно высокие требования по габаритно-массовым характеристикам. Реализация этих требований осуществляется за счет плотной упаковки агрегатов двигателя, оптимального раскрепления агрегатов между собой.

В большинстве случаев закрепление большого по массе турбонасосного агрегата (ТНА) осуществляется с помощью кронштейнов закрепленных на камере в районе критического сечения или на цилиндрической части.

Известна конструкция ЖРД изложенная в патенте RU 2490508 С1, в которой раскрепление ТНА осуществляется к двигательной раме и на растяжке к сопловой части камеры.

Недостатком данной конструкции является расположение TIIA на значительном удалении от камеры сгорания из-за раскрепления его на растяжке к головной части камеры и крепления к двигательной раме.

В конструкции ЖРД, изложенной в патенте RU 2612232 С1 (аналог) закрепление ТНА к камере осуществляется с помощью растяжек установленных на цилиндрической части камеры и газоводного подвода.

Недостатком данной конструкции является невозможность плотной компоновки двигателя.

В конструкции ЖРД, изложенной в патенте RU 2476709 и принятой за прототип, раскрепление ТНА к камере осуществляется с помощью растяжек, закрепленных на сопловой и цилиндрической частях камеры.

Недостатком данной конструкции является невозможность выполнения плотной компоновки двигателя, невозможности, в случае необходимости, расположения ТНА выше критического сечения камеры сгорания.

Кроме того, при необходимости, невозможно закрепить кронштейн турбонасного агрегата за газовод камеры, так как он имеет высокую температуру (порядка 700-950К), что приведет к появлению различных дефектов. Так же нахождение сосредоточенного усилия от кронштейна ТНА на горячей поверхности газовода камеры может привести к его разрушению.

Данное изобретение устраняет указанные недостатки прототипа за счет, установки опоры крепления на газоводе ЖРД, что позволяет уменьшить габаритные размеры ЖРД; охлаждения опоры крепления установленной на газоводе ЖРД, что позволяет уменьшить напряжения в крепежных элементах, возникающих из-за разницы температур; выполнения в охлаждаемой опоре крепления установленной на газоводе ЖРД каналов охлаждения, что позволяет интенсифицировать теплообмен.

Поставленная задача решается тем, что жидкостный ракетный двигатель содержит опору крепления, которая согласно изобретению

- установлена на газоводе;

- выполнена охлаждаемой;

- имеет каналы охлаждения;

- состоит не менее чем двух частей;

- содержит магистрали перепуска охлаждения между своими частями;

- части опоры соединены фланцевым соединением.

Такое исполнение конструкции позволяет, в случае крайней необходимости, обеспечит плотную упаковку агрегатов (компоновку) двигателя с обеспечением надежного закрепления ТНА за газовод камеры, снизить трудоемкость изготовления и увеличить долговечность работы двигателя.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3, 4, 5.

На фиг. 1 показано расположение опоры ТНА 3, выполненной методом послойного порошкового лазерного спекания гранул, па газоводе камеры 2, соединенной фланцевым соединением 4 и магистралями перепуска 5 с патрубком подвода горючего в опору 6, где

1 - камера.

На фиг. 2 представлен разрез крепления опоры ТНА 3 с кольцевыми каналами охлаждения 8 на газоводе камеры 2, где:

4 - фланцевые соединения опоры;

5 - магистраль перепуска;

6 - патрубок подвода горючего в кольцевые каналы охлаждения опоры;

7 - патрубок выхода горючего из каналов охлаждения опоры;

8 - кольцевые каналы охлаждения в опоре;

9 - полость во фланце;

10 - кронштейн крепления ТНА.

На фиг. 3 показ вид кольцевых каналов охлаждения 8, расположенных в опоре 3 на газоводе камеры 2.

На фиг. 4 показан фрагмент соединения кольцевых каналов 8 с полостью 9, расположенной во фланце 4, где:

2 - газовод камеры;

3 - опораТНА;

4 - фланцевое соединение опоры;

5 - магистраль перепуска;

8 - кольцевые каналы охлаждения в опоре;

9 - полость во фланце.

На фиг. 5 показан фрагмент подвода горючего из патрубка подвода (отвода) в кольцевые клапаны охлаждения, где:

2 - газовод камеры;

3 - опора ТНА;

7 - патрубок подвода горючего в кольцевые каналы охлаждения;

8 - кольцевые каналы охлаждения в опоре.

Жидкостный ракетный двигатель работает следующим образом.

В соответствии с циклограммой происходит запуск ЖРД. При этом генераторный газ с температурой ~ 700÷950К после турбины ТНА поступает в газовод 2 камеры 1. Одновременно часть расхода горючего после второй ступени насоса отбирается на охлаждение опоры крепления ТНА 3. Эта часть горючего через входной патрубок 6 поступает в кольцевые каналы охлаждения 8, после прохождения первой части опоры 3, горючее собирается в полости 9 фланцевого соединения 4, и по перепускным магистралям 5 поступает в кольцевые каналы охлаждения 8второй части опоры 3, охладив ее вторую часть, горючее из кольцевых каналов охлаждения 8 собирается в выходном патрубке 7 и направляется на вход в первую ступень ТНА.

Таким образом, установка опоры крепления на газоводе ЖРД позволяет уменьшить габаритные размеры ЖРД, охлаждение опоры крепления установленной на газоводе ЖРД позволяет уменьшить напряжения в крепежных элементах возникающих из-за разницы температур, выполнение в охлаждаемой опоре крепления установленной на газоводе ЖРД каналов охлаждения позволяет интенсифицировать теплообмен.

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий газовод и опору крепления, отличающийся тем, что опора крепления установлена на газоводе, выполнена охлаждаемой и содержит каналы охлаждения.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что опора крепления состоит не менее чем из двух частей.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что опора крепления содержит магистрали перепуска охладителя между своими частями.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что части опоры соединены фланцевым соединением.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель, содержащий общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму, и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту из тонкостенного листового материала, например титана, с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами, выполненными с возможностью качания камер с цапфами, взаимодействующими с траверсами, соединенными с рамой, причем на внешней части сопел камер выполнены кольцевые бурты с закрепленными на них ответными частями с зазорами относительно цилиндрических проемов донной защиты сферическими блистерами, взаимодействующими с цилиндрическими обечайками проемов донной защиты с образованием щелевых зазоров между ними, и кольцевым бандажом на периферии донной защиты, равномерно связанным с рамой одной группой тяг, попарно и симметрично расположенных относительно проемов, и в центральной части кольцевого бандажа донной защиты с рамой в ее центральной части другой группой тяг, при этом над цилиндрическими проемами донной защиты и эквидистантно цилиндрическим профилям вырезов кольцевых проемов и их цилиндрическим обечайкам установлены кольцевые трубчатые бандажи, связанные жестко со стенкой донной защиты с помощью равномерно расположенных по поверхности трубчатых бандажей цилиндрических втулок, а боковыми частями, ориентированными к продольной оси симметрии двигателя, с помощью фасонных П-образных профильных стержней, с установленными на последних регулировочными элементами вертикальных перемещений вдоль продольной оси двигателя и фиксаторами конечных положений на расположенных к продольной оси двигателя концах фасонных П-образных профильных стержней, взаимодействующими с кольцевым бандажом в центральной части донной защиты.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Многокамерный ЖРД с дожиганием генераторного газа включает в себя по меньшей мере две камеры сгорания, закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, причем узел крепления газовода к раме включает в себя две шаровые опоры, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия дополнительных силовых пластин рамы, которые через силовые стержни соединены со шпангоутом ракеты.

Изобретение относится к приспособлению для вымывания песчано-полимерной оправки из корпуса ракетного двигателя. Техническим результатом является снижение температуры массива материала теплозащитного покрытия корпуса РДТТ в районе фланцев в процессе вымывания формующей части оправки с помощью пара.

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник.

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4).

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с донной тепловой защитой, предназначенной для уменьшения теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания работающих двигателей, является актуальной задачей.

Изобретение относится к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. Соосно-струйная форсунка, преимущественно для камеры жидкостного ракетного двигателя, содержит, наконечник с профилированным осевым каналом, соединяющим полость одного компонента топлива с полостью камеры сгорания, и втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с полостью камеры сгорания, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, причем на цилиндрической поверхности наконечника выполнены радиальные отверстия, равномерно расположенные по окружности и соединяющие осевой канал наконечника с внутренней полостью втулки.

Изобретение относится к монтажу двигателя на пилоне летательного аппарата. Способ монтажа двигателя (1) на пилоне летательного аппарата заключается в подъеме двигателя в вертикальном направлении до пилона, стыковке с пилоном путем перемещения двигателя в другом направлении.

Газотурбинный двигатель содержит редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя, каскад, гондолу вентилятора, внутреннюю гондолу, вентилятор, вентиляторное сопло и внутренний контур.

Группа изобретений относится к подвеске силовых установок летательных аппаратов короткого взлета и посадки. Узел подвешивания и регулирования угла вектора тяги двигателя содержит стержни и демпферы, расположенные в пилонах.

Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер, имеющий центральную ступицу (13) и средства (11) соединения, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, на конструкцию приводимого в движение этим двигателем летательного аппарата, при этом упомянутые средства соединения являются двумя стойками, проходящими от центральной ступицы, пересекая холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя, и отличающимися тем, что они жестко закреплены на упомянутой центральной ступице и расположены диаметрально противоположно друг другу.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям обшивок, размещенных между двигателем и гондолой. Структура обшивки, расположенная между двигателем и гондолой воздушного судна, содержит кожух, окружающий двигатель и содержащий множество секторов (12А,12В), по меньшей мере, один радиальный кронштейн (14), обеспечивающий соединение с гондолой; и множество крепежных средств для прикрепления указанного множества секторов кожуха друг к другу или к указанному, по меньшей мере, одному радиальному кронштейну.

Изобретение относится к устройству подвески газотурбинного двигателя летательного аппарата. Устройство (10) шарового шарнира для подвески газотурбинного двигателя к пилону или для подвески агрегата к корпусу газотурбинного двигателя содержит первый элемент (12), на конце которого установлена шаровая головка (14), второй элемент (18) с держателями (16,17), ось (30), проходящую через отверстие (28) шаровой головки.

Изобретение относится к устройству для подвески турбомашины к пилону. Шаровое шарнирное устройство (10) для подвески турбомашины к пилону или подвески оборудования к корпусу турбомашины содержит тягу (12), конец которой несет шаровой шарнир (14), и встроен между двумя проушинами (16) обоймы (18).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям статоров турбореактивных двигателей. Конструкции корпуса имеет обечайку, окружающую двигатель, содержащую множество секторов (12A,12B), множество радиальных стоек (14), каждая из которых установлена между двумя смежными секторами обечайки и содержит основание (14A).

Группа изобретений относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом включает передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта.

Изобретение относится к подвеске пилона двигателя на летательном аппарате. Пилон (31) для установки двигателя (10) на конструкции летательного аппарата содержит первое средство (32) крепления, выполненное с возможностью крепления на пилоне, и второе средство (33) крепления.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостному ракетному двигателю, работающему по схеме с дожиганием генераторного газа. Жидкостный ракетный двигатель содержит газовод и опору крепления, при этом опора крепления установлена на газоводе, выполнена охлаждаемой и содержит каналы охлаждения. Опора крепления состоит не менее чем из двух частей, содержит магистрали перепуска охладителя между своими частями, а части опоры соединены фланцевым соединением. Изобретение обеспечивает выполнение плотной компоновки двигателя, а также расположение ТНА выше критического сечения камеры сгорания. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх