Жидкостный ракетный двигатель

Авторы патента:

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

F02K9/46 - с использованием насосов (насосы как таковые F04)

Владельцы патента RU 2729310:

Иванов Андрей Владимирович (RU)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), ядерных ракетных двигателях (ЯРД) и энергоустановках различного назначения. Жидкостный ракетный двигатель состоит из камеры 1, турбонасосного агрегата (ТНА) 2, бустерных насосных агрегатов 3 (БНА1) и 4 (БНА2), установленных на линии каждого из компонентов топлива. Бустерные насосные агрегаты приводятся во вращение электроприводами 5 и 6. Под электроприводом понимается совокупность электродвигателя, регулируемого по частоте вращения, и электрической системы управления им. Электрическая система управления электродвигателем может входить как в состав ЖРД, так и летательного аппарата. Система электропитания входит в состав летательного аппарата. Для обеспечения для подзарядки системы электропитания по линии высокого давления одного или обоих компонентов топлива установлен турбоэлектрогенератор/турбоэлектрогенераторы 9 и 10, приводимый/приводимые во вращение гидротурбинами. Для обеспечения разделения насосов БНА1 и БНА2 с насосами ТНА, например, для предстартового захолаживания, между выходами из БНА1 и БНА2 и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны 7 и 8, соответственно. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, повышение надежности за счет минимизации количества агрегатов в составе двигателя, повышение диапазона регулирования ЖРД за счет обеспечения оптимальных параметров на выходе из бустерных насосных агрегатов - входах в насосы ТНА независимо от режима работы ТНА в составе двигателя. 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), ядерных ракетных двигателях (ЯРД) и энергоустановок различного назначения.

Современный уровень развития ракетной техники требует от ЖРД (ЯРД) работы при относительно низких давлениях на входе в двигатель, вплоть до давления, близкого к давлению насыщенных паров. В связи с эти существенно усложняются задачи захолаживания и запуска двигателя. При этом двигатель должен быть работоспособным на всех режимах работы.

Известен двухкомпонентный ЖРД, содержащий камеру, турбонасосный агрегат (ТНА), бустерные насосные агрегаты (БНА) окислителя и горючего (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др. – М.: Машиностроение. – 1989. С. 94, рис. 5.7). Для привода бустерных насосов используются гидравлическая (для бустерного насосного агрегата окислителя) и газовая (для бустерного насосного агрегата горючего) турбины. Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:

- при регулировании работы двигателя, параметры бустерных насосных агрегатов завязаны с параметрами ТНА, что не всегда позволяет обеспечить необходимый уровень давления на выходе бустерных насосов;

- бустерные насосные агрегаты связаны с турбонасосным агрегатом и камерой двигателя дополнительными магистралями, предназначенными для подачи рабочего тела к турбинам;

- привод бустерного насосного агрегата гидравлической турбиной, питаемой рабочим телом после насоса ТНА и сбросом после турбины в основной поток ведет к неравномерности температурного поля и поля давления на входе в основной насос ТНА, что отрицательно сказывается на его кавитационных характеристиках;

- наличие магистралей подвода рабочего тела к турбинам бустерных насосных агрегатов требует включения в состав двигателя дополнительных агрегатов регулирования – клапанов, обратных клапанов, дроссельныйх шайб и т.п.

Известен двухкомпонентный ЖРД, содержащий камеру, турбонасосный агрегат (ТНА), бустерные насосные агрегаты (БНА) окислителя и горючего (Патент РФ 2135811. Жидкостный ракетный двигатель). Для привода бустерных насосов используются гидравлические турбины. Для раскрутки бустерных насосных агрегатов используется основная турбина с дополнительными пусковыми соплами. Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:

- наличие пускового сопла в магистрали подвода пусковой жидкости к бустерному насосному агрегату усложняет конструкцию агрегата;

- наличие пускового баллона с рабочей жидкостью высокого давления и системой подачи вытесняющего газа для раскрутки турбины бустерного насоса жидкостью;

- бустерные насосные агрегаты связаны с турбонасосным агрегатом дополнительными магистралями, предназначенными для подачи рабочего тела к турбине;

- наличие магистралей подвода рабочего тела к турбинам бустерных насосных агрегатов, магистралей и систем раскрутки требует включения в состав двигателя большого числа дополнительных агрегатов регулирования – клапанов, обратных клапанов, дроссельныйх шайб и т.п.

Для раскрутки бустерных насосных агрегатов может использоваться не только основная турбина с дополнительными пусковыми соплами (Патент РФ 2135811. Жидкостный ракетный двигатель), но и специальная пусковая турбина, работающая только на запуске (Патент РФ 2134821. Бустерный насосный агрегат ЖРД). Такой вариант ЖРД обладает следующими недостатками:

- наличие пускового баллона с рабочим газом высокого давления, используемого при раскрутке турбины бустерного насоса газом;

- наличие дополнительной пусковой турбины, которая на основном режиме не работает;

- бустерные насосные агрегаты связаны с турбонасосным агрегатом дополнительными магистралями, предназначенными для подачи рабочего тела к турбине на основном режиме;

- наличие магистралей подвода рабочего тела к турбинам бустерных насосных агрегатов, магистралей и систем раскрутки требует включения в состав двигателя дополнительных агрегатов регулирования – клапанов, обратных клапанов, дроссельныйх шайб и т.п.

Известен двухкомпонентный ЖРД, содержащий камеру, турбонасосный агрегат (ТНА), бустерные насосные агрегаты (БНА) окислителя и горючего (Патент РФ 2158839. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза). Для привода бустерных насосов используются гидравлическая (для бустерного насосного агрегата горючего) и газовая (для бустерного насосного агрегата окислителя) турбины. Указанный ЖРД обладает следующими недостатками:

- бустерные насосные агрегаты связаны с турбонасосным агрегатом дополнительными магистралями, в том числе магистралями с высокотемпературным окислительным газом, предназначенными для подачи рабочего тела к турбинам;

- привод бустерного насоса окислителя газовой турбиной со сбросом газа после нее в окислитель ведет к неравномерности температурного поля и поля давления на входе в основной насос ТНА, что отрицательно сказывается на его кавитационных характеристиках;

- привод бустерного насосного агрегата горючего гидравлической турбиной, питаемой рабочим телом после насоса ТНА и сбросом после турбины в основной поток ведет к неравномерности температурного поля и поля давления на входе в основной насос ТНА, что отрицательно сказывается на его кавитационных характеристиках;

Известен двухкомпонентный ЖРД, содержащий камеру, турбонасосный агрегат (ТНА), бустерные насосные агрегаты (БНА) окислителя и горючего (Патент РФ 2232915. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза – прототипы). Для привода БНА используются гидравлическая (для бустерного насосного агрегата горючего) и газовая (для бустерного насосного агрегата окислителя) турбины, на запуске для питания турбины бустерного насосного агрегата окислителя дополнительно используется жидкий кислород с выхода насоса окислителя ТНА. Указанный ЖРД обладают следующими недостатками:

- наличие двух линий питания турбины бустерного насосного агрегата окислителя на запуске – газовой и гидравлической усложняет конструкцию;

- привод бустерного насоса окислителя газовой турбиной со сбросом газа после нее в окислитель ведет к существенной неравномерности температурного поля и поля давления на входе в основной насос ТНА, что отрицательно сказывается на его кавитационных характеристиках;

- наличие магистралей подвода рабочего тела к турбинам бустерных насосных агрегатов, магистрали гидравлического питания бустерного насосного агрегата на запуске требует включения в состав двигателя дополнительных агрегатов регулирования – клапанов, обратных клапанов, дроссельныйх шайб и т.п.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков жидкостного ракетного двигателя, повышение его надежности и упрощение конструкции.

Технический эффект достигается тем, что в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру, турбонасосный агрегат (ТНА), бустерные насосные агрегаты (БНА) согласно изобретению привод БНА осуществляется высокооборотными электроприводами, при этом по линии высокого давлении одного или обоих компонентов топлива для подзарядки системы электропитания установлен турбоэлектрогенератор/ турбоэлектрогенераторы, приводимый/приводимые гидротурбиной.

Для дополнительной подзарядки системы электропитания используется электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата.

Для обеспечения разделения насосов БНА и ТНА, например, для захолаживания, между выходами бустерных насосных агрегатов и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны.

Для обеспечения удобства регулирования расхода на выходах из БНА выполнены перепуски (байпасные линии) на входы в их насосы, на которых установлены клапаны или регуляторы.

Для обеспечения удобства регулирования расхода, для ЖРД, имеющего ограниченное количество стационарных режимов работы, на выходах из БНА могут быть выполнены перепуски (байпасные линии) на входы в их насосы, перепуски (байпасные линии) выполнены в виде разветвленных магистралей, а на каждом из разветвлений установлены клапаны.

Предлагаемый ЖРД представлен на фиг. 1, на фиг. 2 – 6 – варианты ЖРД с электрогенератором в составе ТНА, перепусками – байпасными линиями – на выходах из БНА, где

1 – камера двигателя;

2 – турбонасосный агрегат;

3 – бустерный насосный агрегат 1 (БНА1);

4 – бустерный насосный агрегат 2 (БНА2);

5 – электропривод БНА1;

6 – электропривод БНА2;

7 – клапан на линии отвода БНА1;

8 – клапан на линии отвода БНА2;

9 – турбоэлектрогенератор;

10 – турбоэлектрогенератор;

11 – электрогенератор;

12 – перепуск по линии отвода БНА1;

13 – перепуск по линии отвода БНА2;

14 – клапан/регулятор на перепуске по линии отвода БНА1;

15 – клапан/регулятор на перепуске по линии отвода БНА2;

16 – разветвление перепуска по линии отвода БНА1;

17 – разветвление перепуска по линии отвода БНА2;

18 – клапан на разветвлении перепуска по линии отвода БНА1;

19 – клапан на разветвлении перепуска по линии отвода БНА2.

Жидкостный ракетный двигатель (фиг. 1) состоит из камеры 1, турбонасосного агрегата (ТНА) 2, бустерных насосных агрегатов 3 (БНА1) и 4 (БНА2), установленных на линии каждого из компонентов топлива. Бустерные насосные агрегаты приводятся во вращение электроприводами 5 и 6. Под электроприводом понимается совокупность электродвигателя, регулируемого по частоте вращения, и электрической системы управления им. Электрическая система управления электродвигателем может входить как в состав ЖРД, так и летательного аппарата. Система электропитания входит в состав летательного аппарата. Для обеспечения для подзарядки системы электропитании по линии высокого давления одного или обоих компонентов топлива установлен турбоэлектрогенератор/турбоэлектрогенераторы 9 и 10, приводимый/приводимые гидротурбинами. Для обеспечения разделения насосов БНА1 и БНА2 с насосами ТНА, например, для предстартового захолаживания, между выходами из БНА1 и БНА2 и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны 7 и 8, соответственно.

Для подзарядки системы электропитания, входящей в состав летательного аппарата, на вал турбонасосного агрегата установлен электрогенератор 11 (фиг. 2). Место расположения и конструктивное оформление электрогенератора 17 в составе ТНА 2 определяется, исходя из конструктивных соображений, в каждом конкретном случае индивидуально.

В вариантах жидкостного ракетного двигателя (фиг. 3, 4) для обеспечения удобства регулирования расхода на выходе БНА1 и БНА2 по линиям отвода выполнены перепуски – байпасные линии – 12 и 13 на входы в их насосы, на которых установлены клапаны или регуляторы 14 и 15. Такая схема регулирования может быть реализована как в схеме с дополнительной подзарядкой только с помощью турбоэлектрогенератора/турбоэлектрогенераторов 9 и 10 (фиг. 3), так и в схеме с дополнительными электрогенератором на валу ТНА (фиг. 4).

Для обеспечения удобства регулирования расхода, для ЖРД, имеющего ограниченное количество стационарных режимов работы, перепуски – байпасные линии – по линиям отвода компонентов топлива из БНА1 и БНА2 на входы в их насосы, перепуски – байпасные линии – выполнены в виде разветвленных магистралей 16 и 17 (фиг. 5, 6), а на каждом из разветвлений установлены клапаны 18 и 19. Такая схема регулирования может быть реализована как в схеме с дополнительной подзарядкой только с помощью турбоэлектрогенератора/турбоэлектрогенераторов 9 и 10 (фиг. 5), так и в схеме с дополнительными электрогенератором на валу ТНА (фиг. 6).

При работе жидкостного ракетного двигателя (фиг. 1) компоненты топлива поступают на входы в насосы БНА1 3 и БНА2 4, приводимые электроприводами 5 и 6, при прохождении через насосы БНА1 и БНА2 давление компонентов топлива повышается до уровня, достаточного для бескавитационной работы насосов ТНА 2. Электропитание электроприводов 5 и 6 БНА1 3 и БНА2 4 осуществляется системой электропитания, входящей в состав летательного аппарата, и включающей в себя, например, аккумуляторные батареи. При этом для снижения массы летательного аппарата аккумуляторы используются, например, только на режиме запуска, а на основном режиме электропитание электроприводов 5 и 6 БНА1 3 и БНА2 4 и дополнительное электропитание систем летательного аппарата осуществляется с применением турбоэлектрогенератора 9, приводимый во вращение гидравлической турбиной, расположенной на линии подачи компонента топлива высокого давления. Турбоэлектрогенератор может быть расположен как на линии одного из компонентов топлива, так и на линиях высокого давления обоих компонентов топлива – 9, 10. При вращении турбоэлектрогенератора 9 (10) вырабатывается электрический ток, который, проходя через систему электропитания и управления, входящую в состав летательного аппарата, преобразуется до необходимой величины напряжения и силы тока. После ТНА 2 компоненты топлива поступают в камеру двигателя 1, где сгорая создают тягу двигателя. Для обеспечения разделения насосов БНА1 и БНА2 с насосами ТНА, при предстартовом захолаживании, необходимом, чтобы повысить кавитационную стойкость системы подачи компонентов топлива, между выходами из БНА1 и БНА2 и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны 7 и 8, соответственно. При закрытых клапанах 7 и 6 БНА1 и БНА2 залиты компонентами топлива, после открытия клапанов 7 и 8 компоненты топлива поступают в насосы ТНА 2. В этом случае БНА1 и БНА2 полностью захоложены, что обеспечивает их высокие антикавитационные качества. При регулировании режима работы ЖРД параметры БНА1 3 и БНА2 4 с электроприводами 5 и 6 независимы от параметров ТНА, что позволяет обеспечить необходимые для устойчивой работы насосов ТНА давления на выходах насосов БНА1 и БНА2.

Работа ЖРД (фиг. 2) осуществляется аналогично работе ЖРД в соответствии с (фиг. 1), дополнительно для подзарядки системы электропитания или дополнительного электропитания систем летательного аппарата может использоваться электрогенератор 11, установленный на валу ТНА. При вращении электрогенератора 11 вырабатывается электрический ток, который, проходя через систему электропитания и управления, входящую в состав летательного аппарата, преобразуется до необходимой величины напряжения и силы тока.

Работа ЖРД (фиг. 3) осуществляется аналогично работе ЖРД в соответствии с (фиг. 1). При регулировании режима работы ЖРД параметры БНА1 3 и БНА2 4 с электроприводами 5 и 6 независимы от параметров ТНА, что позволяет обеспечить необходимые для устойчивой работы насосов ТНА давления на выходах насосов БНА1 и БНА2. Для точного регулирования расходов компонентов топлива на входы в насосы ТНА 2 по линиям отвода компонентов топлива из БНА1 и БНА2 выполнены перепуски – байпасные линии – 12 и 13 на входы в их насосы, на которых установлены многопозиционные клапаны или регуляторы 14 и 15, что позволяет регулировать расход на входе в насосы ТНА 2 независимо от расходов на через БНА1 3 и БНА2 4. Это позволяет обеспечить регулирование расходов компонентов топлива через ТНА 2 в широком диапазоне, обеспечивая оптимальный уровень параметров и характеристик БНА1 и БНА2. Многопозиционные клапаны или регуляторы 14 и 15 обеспечивают необходимые величины перепуска компонентов топлива с выходов на входы в БНА1 и БНА2 – потребные расходы на входах в насосы ТНА 2. Для обеспечения разделения насосов БНА1 и БНА2 с насосами ТНА, при предстартовом захолаживании, необходимом, чтобы повысить кавитационную стойкость системы подачи компонентов топлива, между выходами из БНА1 и БНА2 и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны 7 и 8, соответственно. При закрытых клапанах 7 и 8 БНА1 и БНА2 залиты компонентами топлива, после открытия клапанов 7 и 8 компоненты топлива поступают в насосы ТНА 2. В этом случае БНА1 и БНА2 полностью захоложены, что обеспечивает их высокие антикавитационные качества.

Работа ЖРД (фиг. 4) осуществляется аналогично работе ЖРД в соответствии с (фиг. 2). При регулировании режима работы ЖРД параметры БНА1 3 и БНА2 4 с электроприводами 5 и 6 независимы от параметров ТНА, что позволяет обеспечить необходимые для устойчивой работы насосов ТНА давления на выходах насосов БНА1 и БНА2. Для точного регулирования расходов компонентов топлива на входы в насосы ТНА 2 по линиям отвода компонентов топлива из БНА1 и БНА2 выполнены перепуски – байпасные линии – 12 и 13 на входы в их насосы, на которых установлены многопозиционные клапаны или регуляторы 14 и 15, что позволяет регулировать расход на входе в насосы ТНА 2 независимо от расходов на через БНА1 3 и БНА2 4. Это позволяет обеспечить регулирование расходов компонентов топлива через ТНА 2 в широком диапазоне, обеспечивая оптимальный уровень параметров и характеристик БНА1 и БНА2. Многопозиционные клапаны или регуляторы 14 и 15 обеспечивают необходимые величины перепуска компонентов топлива с выходов на входы в БНА1 и БНА2 – потребные расходы на входах в насосы ТНА 2. Для обеспечения разделения насосов БНА1 и БНА2 с насосами ТНА, при предстартовом захолаживании, необходимом, чтобы повысить кавитационную стойкость системы подачи компонентов топлива, между выходами из БНА1 и БНА2 и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны 7 и 8, соответственно. При закрытых клапанах 7 и 8 БНА1 и БНА2 залиты компонентами топлива, после открытия клапанов 7 и 8 компоненты топлива поступают в насосы ТНА 2. В этом случае БНА1 и БНА2 полностью захоложены, что обеспечивает их высокие антикавитационные качества.

Работа ЖРД (фиг. 5) осуществляется аналогично работе ЖРД в соответствии с (фиг. 1). При регулировании режима работы ЖРД параметры БНА1 3 и БНА2 4 с электроприводами 5 и 6 независимы от параметров ТНА, что позволяет обеспечить необходимые для устойчивой работы насосов ТНА давления на выходах насосов БНА1 и БНА2. Для обеспечения удобства и точности регулирования расхода, для ЖРД, имеющего ограниченное количество стационарных режимов работы, перепуски – байпасные линии – по линиям отвода компонентов топлива из БНА1 и БНА2 на входы в их насосы, перепуски – байпасные линии – выполнены в виде разветвленных магистралей 16 и 17, а на каждом из разветвлений установлены клапаны 18 и 19. Клапаны 18 и 19 закрываются или открываются в зависимости от режима работы ЖРД. Например, на номинальном режиме работы двигателя все клапаны 18 и 19 на разветвлениях 16 и 17 перепуска – байпасной линии – закрыты, а на минимальном режиме работы ЖРД все клапаны 18 и 19 открыты. Такая схема ЖРД позволяет обеспечить точное регулирование ЖРД и при этом регулировать расход на входе в насосы ТНА 2 независимо от расходов на через БНА1 3 и БНА2 4. Это позволяет обеспечить регулирование расходов компонентов топлива через ТНА 2 в широком диапазоне, обеспечивая оптимальный уровень параметров и характеристик БНА1 и БНА2. Для обеспечения разделения насосов БНА1 и БНА2 с насосами ТНА, при предстартовом захолаживании, необходимом, чтобы повысить кавитационную стойкость системы подачи компонентов топлива, между выходами из БНА1 и БНА2 и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны 7 и 8, соответственно. При закрытых клапанах 7 и 6 БНА1 и БНА2 залиты компонентами топлива, после открытия клапанов 7 и 8 компоненты топлива поступают в насосы ТНА 2. В этом случае БНА1 и БНА2 полностью захоложены, что обеспечивает их высокие антикавитационные качества.

Работа ЖРД (фиг. 6) осуществляется аналогично работе ЖРД в соответствии с (фиг. 2). При регулировании режима работы ЖРД параметры БНА1 3 и БНА2 4 с электроприводами 5 и 6 независимы от параметров ТНА, что позволяет обеспечить необходимые для устойчивой работы насосов ТНА давления на выходах насосов БНА1 и БНА2. Для обеспечения удобства и точности регулирования расхода, для ЖРД, имеющего ограниченное количество стационарных режимов работы, перепуски – байпасные линии – по линиям отвода компонентов топлива из БНА1 и БНА2 на входы в их насосы, перепуски – байпасные линии – выполнены в виде разветвленных магистралей 16 и 17, а на каждом из разветвлений установлены клапаны 18 и 19. Клапаны 18 и 19 закрываются или открываются в зависимости от режима работы ЖРД. Например, на номинальном режиме работы двигателя все клапаны 18 и 19 на разветвлениях 16 и 17 перепуска – байпасной линии – закрыты, а на минимальном режиме работы ЖРД все клапаны 18 и 19 открыты. Такая схема ЖРД позволяет обеспечить точное регулирование ЖРД и при этом регулировать расход на входе в насосы ТНА 2 независимо от расходов на через БНА1 3 и БНА2 4. Это позволяет обеспечить регулирование расходов компонентов топлива через ТНА 2 в широком диапазоне, обеспечивая оптимальный уровень параметров и характеристик БНА1 и БНА2. Для обеспечения разделения насосов БНА1 и БНА2 с насосами ТНА, при предстартовом захолаживании, необходимом, чтобы повысить кавитационную стойкость системы подачи компонентов топлива, между выходами из БНА1 и БНА2 и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны 7 и 8, соответственно. При закрытых клапанах 7 и 6 БНА1 и БНА2 залиты компонентами топлива, после открытия клапанов 7 и 8 компоненты топлива поступают в насосы ТНА 2. В этом случае БНА1 и БНА2 полностью захоложены, что обеспечивает их высокие антикавитационные качества.

В случае одновременного использования электрогенератора, установленного на валу ТНА и турбоэлектрогенератора/турбоэлектрогенераторов, приводимых гидротурбиной, для подзарядки системы электропитания или дополнительного электропитания систем летательного аппарата используются одновременно электрогенератор, расположенный на валу ТНА, и турбоэлектрогенератор/турбоэлектрогенераторы.

Описанная схема жидкостного ракетного двигателя с электроприводом БНА может использоваться во всех схемах двигателей – с дожиганием генераторного газа после турбины ТНА, без дожигания генераторного газа после турбины ТНА, в безгенераторных схемах и т.п., а также в ядерных ракетных двигателях (ЯРД).

Таким образом, предлагаемая конструкция ЖРД обеспечивает устранение указанных недостатков, упрощение конструкции, повышение надежности за счет минимизации количества агрегатов в составе двигателя, повышение диапазона регулирования ЖРД за счет обеспечения оптимальных параметров на выходе из БНА – входах в насосы ТНА независимо от режима работы ТНА в составе двигателя. Предлагаемая схема ЖРД может использоваться с применение БНА с электроприводом как по линиям обоих, так и одного из компонентов топлива. При использовании в ЖРД или ЯРД однокомпонентного топлива в состав двигателя входит один БНА и ТНА с одним насосом.

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосный агрегат, бустерные насосные агрегаты, отличающийся тем, что привод бустерных насосных агрегатов осуществляется электроприводами, при этом по линии высокого давления одного или обоих компонентов топлива установлен турбоэлектрогенератор/турбоэлектрогенераторы, приводимый/приводимые гидротурбиной.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на валу турбонасосного агрегата дополнительно установлен электрогенератор.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что между выходами бустерных насосных агрегатов и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что между выходами бустерных насосных агрегатов и входами соответствующих насосов ТНА установлены клапаны.

5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на выходах из бустерных насосных агрегатов выполнены перепуски - байпасные линии - на входы в их насосы, на которых установлены клапаны или регуляторы.

6. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что на выходах из бустерных насосных агрегатов выполнены перепуски - байпасные линии - на входы в их насосы, на которых установлены клапаны или регуляторы.

7. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на выходах из бустерных насосных агрегатов выполнены перепуски - байпасные линии - на входы в их насосы, перепуски - байпасные линии - выполнены в виде разветвленных магистралей, а на каждом из разветвлений установлены клапаны.

8. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что на выходах из бустерных насосных агрегатов выполнены перепуски - байпасные линии - на входы в их насосы, перепуски - байпасные линии - выполнены в виде разветвленных магистралей, а на каждом из разветвлений установлены клапаны.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, согласно изложению, смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенных единым соплом по трактам продуктов сгорания.

Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной элктрической мощностью // 2711887

Изобретение относится к жидкостной ракетной двигательной установке. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью содержит форкамеру (11) для образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя; главную камеру (10) сгорания для сжигания газовой смеси из горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры (11), турбонасос (20), включающий в себя турбину (21), вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и первый насос (22) и второй насос (23), приводимые вращением турбины, при этом турбонасос (20) подает горючее из бака (30) горючего в форкамеру (11) и подает окислитель из бака (40) окислителя в форкамеру (11) и в главную камеру (10) сгорания, электрический двигатель (25) для вращения турбины (21) до форкамеры (11) и главной камеры (10) сгорания и муфту для соединения электрического двигателя (25) и турбины (21) и размыкания этого соединения между электрическим двигателем (25) и турбиной (21).

Способ получения восстановительного газа // 2698781

Изобретение относится к ракетной технике. Способ получения восстановительного газа, основанный на газификации жидких окислителя и избыточного количества горючего путем их химического взаимодействия в нескольких зонах, в соответствии с изобретением полный расход окислителя предварительно газифицируют в первой зоне взаимодействием с малой частью расхода горючего, этот окислительный газ используют в качестве эжектирующего рабочего тела в эжекторе-дожигателе конденсированной фазы во второй зоне, газ из которого смешивают для взаимодействия в третьей зоне с оставшейся частью расхода горючего, затем полученный восстановительный газ путем сепарации разделяют на очищенный газ, который подают потребителю, и псевдоожиженную небольшим расходом газа конденсированную фазу, которую используют в качестве эжектируемого рабочего тела в упомянутом эжекторе-дожигателе.

Способ обеспечения герметичности турбонасосного агрегата в условиях высоких вибрационных нагрузок // 2691414

Изобретение относится к уплотнительной технике. Способ обеспечения герметичности турбонасосного агрегата в условиях высоких вибрационных нагрузок заключается в определении допустимого радиального люфта вала, равного 0,15÷0,30 мм.

Вращательный механизм // 2682228

Предложен вращательный механизм, такой как турбокомпрессор, имеющий систему восстановления текучей среды для восстановления протекающей рабочей среды, такой как газообразный гелий в контуре гелия, который протек через уплотнения вала, предусмотрено очистное устройство для удаления загрязняющих веществ из рабочей среды, причем турбокомпрессор может иметь одну текучую среду, такую как гелий или водород, пропускаемую через один турбокомпонент, такой как турбина, и вторую рабочую среду, такую как воздух или гелий, пропускаемую через второй турбокомпонент, такой как компрессор, при этом вращательный механизм выполнен с возможностью установки в двигателе летательного аппарата.

Жидкостный ракетный двигатель // 2662028

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 со смесителем, выполненным в виде трубки Вентури и соединенным с выходом насоса окислителя, при этом выход смесителя соединен с форсуночной головкой камеры.

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.

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.

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.

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).

Устройство для определения неисправности и способ определения неисправности // 2692946

Настоящее изобретение относится к устройству для определения неисправности и способу определения неисправности. Устройство для определения неисправности согласно одному аспекту настоящего изобретения представляет собой устройство для определения неисправности, которое выполнено с возможностью определения неисправности устройства подачи текучей среды под давлением, используемого в насосе, причем устройство для определения неисправности содержит блок считывания реакции на механическое напряжение, выполненный с возможностью считывания реакции на механическое напряжение, указывающей на временное изменение механического напряжения, приложенного к устройству подачи текучей среды под давлением, блок вычисления степени накопленных усталостных повреждений, выполненный с возможностью вычисления степени накопленных усталостных повреждений устройства подачи текучей среды под давлением на основании реакции на механическое напряжение, блок вычисления скорости уменьшения срока службы, выполненный с возможностью вычисления скорости уменьшения срока службы, которая представляет собой скорость изменения степени накопленных усталостных повреждений во времени, и блок определения, выполненный с возможностью определения неисправности устройства подачи текучей среды под давлением на основании степени накопленных усталостных повреждений и скорости уменьшения срока службы, причем устройство подачи текучей среды под давлением выполнено с возможностью его использования только в течение заданного времени использования при эксплуатации насоса.