Claims (6)
1. Жидкостный ракетный двигатель открытой схемы содержит камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомплектном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - жидкого окислителя и жидкого углеводородного горючего, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, заканчивающейся расширяющимся насадком, кроме того, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, а также клапаны окислителя и горючего, отличающийся тем, что в магистрали жидкого окислителя между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора.1. An open-circuit liquid-propellant rocket engine contains a chamber, a mixing head, including an outer, middle, and fire head, which are fastened together by oxidizer and fuel nozzles, a turbopump unit, consisting of two single-stage screw-centrifugal pumps, a turbine whose working fluid is the generator gas generated in a two-set gas generator, powered by the main components of the fuel - a liquid oxidizer and liquid hydrocarbon fuel, while the exhaust gas e turbines are connected to an exhaust system ending with an expanding nozzle, in addition, the engine circuit includes a draft regulator and a throttle of the ratio of fuel components installed on the respective lines, as well as oxidizer and fuel valves, characterized in that in the liquid oxidizer line between the outlet of the pump oxidizer and a gasifier is installed in the mixing head of the combustion chamber of the engine, which is a two-zone design, while stoichiometric combustion occurs in the first zone the ratio of small amounts of oxidizer and fuel, and in the second - the evaporation (gasification) of the main stream of the oxidizer when it is mixed with the combustion products flowing from the first zone, and in the mixing head of the chamber are placed jet gas nozzles of the oxidizer that exit into the head cavity, which is connected to the outlet gasifier.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что газификатор имеет корпус с соосно расположенным в нем топливным каналом, кольцевым каналом окислителя и смесительной камеры, который закреплен со стороны топливного канала в крышке, а со стороны смесительной камеры в днище, при этом патрубок подвода-топлива закреплен в крышке с образованием топливной полости, а патрубок подвода окислителя закреплен в средней части силовой оболочки и сообщен с ее кольцевой полостью, которая сообщена с кольцевым каналом окислителя через отверстия, выполненные в корпусе, и выходной полостью газификатора через пазы, расположенные на наружной поверхности части корпуса, закрепленной в днище на выходе из газификатора, причем топливный канал смесительного элемента подключен к топливной полости через тангенциальные отверстия, выполненные в корпусе.2. The liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the gasifier has a housing with a fuel channel coaxially located therein, an annular channel of an oxidizer and a mixing chamber, which is fixed on the side of the fuel channel in the cover and on the side of the mixing chamber in the bottom, this fuel supply pipe is fixed in the lid with the formation of the fuel cavity, and the oxidizer supply pipe is fixed in the middle part of the power shell and communicated with its annular cavity, which is in communication with the annular channel of the oxidizer through the hole Formed in the body I formed in the housing, and the outlet cavity gasifier through slots arranged on the outer surface of the housing, fixed to the bottom at the outlet of the gasifier, the fuel passage of the mixing member is connected to the fuel cavity through the tangential holes.
3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве окислителя используется жидкий кислород.3. The liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that liquid oxygen is used as an oxidizing agent.
4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве окислителя используется жидкий азотный тетраксид (N2O4).4. The liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that liquid nitrogen tetraxide (N 2 O 4 ) is used as an oxidizing agent.
5. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что длина выходного патрубка газификатора равна его внутреннему диаметру.5. The liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that the length of the outlet pipe of the gasifier is equal to its inner diameter.
6. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в качестве углеводородного горючего используется жидкий керосин.
6. The liquid rocket engine according to claim 1, characterized in that liquid kerosene is used as the hydrocarbon fuel.