Жидкостный ракетный двигатель

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, генератор синтез-газа, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды и турбину, вход которой сообщается с выходом генератора синтез-газа, а выход с форсуночной головкой, при этом охлаждение камеры сгорания осуществляется горючим, в варианте исполнения охлаждение камеры сгорания осуществляется водой. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик и надежности ЖРД. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

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

Одной из основных проблем, возникающих при создании ЖРД, является обеспечение максимальных энергетических характеристик и высоких показателей надежности.

Известен кислородно-керосиновый ЖРД для охлаждения камеры которого применяется сжиженный гелий, который также является добавкой к топливной композиции. При этом гелий с выхода из насоса входит в каналы регенеративного охлаждения камеры двигателя и затем поступает в газогенератор. В газогенераторе обеспечивается сгорание кислорода и керосина при стехиометрическом соотношении, а необходимое последующее снижение температуры полученного газа до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, реализуются за счет его балластировки гелием, поступающим в газогенератор. Полученный таким образом рабочий газ поступает на привод турбины, и далее – в камеру сгорания (патент РФ № 2273754, МПК F02K 9/48).

Основными недостатками данного ЖРД являются высокая стоимость гелия, а также трудности, связанные с его хранением в баке ракеты и последующим нагнетание до высоких давлений.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенный жидкостный ракетный двигатель, содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, генератор синтез-газа, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды и турбину, вход которой сообщается с выходом генератора синтез-газа, а выход с форсуночной головкой.

Охлаждение камеры сгорания может осуществляться горючим.

В варианте исполнения охлаждение камеры сгорания осуществляется водой.

Предлагаемый ЖРД, за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи – повышение энергетических характеристик и показателей надежности ЖРД.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показана принципиальная схема ЖРД; на фиг.2 – принципиальная схема ЖРД в варианте исполнения.

Предлагаемый ЖРД содержит камеру сгорания 1 с трактом охлаждения 2 и форсуночной головкой 3, генератор синтез-газа 4, турбонасосный агрегат 5, включающий в себя насос окислителя 6 с подкачивающей ступенью 7, насос горючего 8, насос воды 9 и турбину 10.

При этом вход турбины 10 сообщается с выходом генератора синтез-газа 4, а выход – с форсуночной головкой 3.

В варианте исполнения охлаждение камеры сгорания 1 осуществляется горючим (фиг. 1).

В варианте исполнения охлаждение камеры сгорания 1 осуществляется водой (фиг. 2).

Предлагаемый ЖРД работает следующим образом.

Жидкий окислитель поступает на вход насоса окислителя 6 турбонасосного агрегата 5. Основная часть окислителя поступает из насоса окислителя 6 в форсуночную головку 3 камеры сгорания 1, а оставшаяся часть окислителя из подкачивающей ступени 7 – в генератор синтез-газа 4.

Горючее поступает на вход насоса горючего 8 турбонасосного агрегата 5 и далее в генератор синтез-газа 4.

Вода поступает в насос воды 9 турбонасосного агрегата 5 и далее в генератор синтез-газа 4.

Во внутренней полости генераторе синтез-газа 4 происходит смешение, воспламенение и сгорание окислителя и горючего, балластировка полученных продуктов сгорания топлива водой и образование синтез-газа.

Вырабатываемый в генераторе синтез-газа 4 синтез-газ поступает на вход турбины 10 и после срабатывания на ней поступает в форсуночную головку 3.

В камере сгорания 1 окислитель и синтез-газ смешиваются, воспламеняются и сгорают. Образовавшиеся продукты сгорания компонентов топлива истекают из камеры сгорания 1, создавая реактивную тягу двигателя.

В варианте исполнения горючее поступает на вход насоса горючего 8 турбонасосного агрегата 5 и далее в тракт охлаждения 2 камеры сгорания 1. Горючее из тракта охлаждения 2 поступает в генератор синтез-газа 4. При этом вода из насоса 9 поступает в генератор синтез-газа минуя тракт охлаждения 2.

В варианте исполнения охлаждение камеры сгорания 1 осуществляется водой, поступающей из насоса воды 9 в тракт охлаждения 2. После прохождения тракта охлаждения 2 вода поступает в генератор синтез-газа 4. При этом горючее из насоса горючего 8 поступает в генератор синтез-газа минуя тракт охлаждения 2.

Использование предлагаемого изобретения позволит повысить энергетические характеристики и показатели надежности ЖРД.

1. Жидкостный ракетный двигатель, характеризующийся тем, что он содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, генератор синтез-газа, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды и турбину, вход которой сообщается с выходом генератора синтез-газа, а выход с форсуночной головкой.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что охлаждение камеры сгорания осуществляется горючим.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что охлаждение камеры сгорания осуществляется водой.