RU2391538C1 - Жидкостный ракетный двигатель - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2391538C1 RU2391538C1 RU2008149560/06A RU2008149560A RU2391538C1 RU 2391538 C1 RU2391538 C1 RU 2391538C1 RU 2008149560/06 A RU2008149560/06 A RU 2008149560/06A RU 2008149560 A RU2008149560 A RU 2008149560A RU 2391538 C1 RU2391538 C1 RU 2391538C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- central body
- turbine
- shaped central
- cavity
- profiled
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру со смесительной головкой и тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением. Агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположены в полости профилированного центрального тела. Профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с агрегатами питания, на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения, а между подвижной и неподвижной частями профилированного центрального тела выполнена профилированная кольцевая щель, полость которой соединена с выходной полостью турбины турбонасосного агрегата. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги и давления в камере при минимальных габаритных размерах, упрощение пневмогидравлической схемы. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.
В настоящее время одной из основных проблем при создании жидкостных ракетных двигателей является получение высокого значения удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, в частности сопла. Одним из путей, позволяющих обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, является использование вместо обычных круглых сопел Лаваля кольцевых сопел. Отличие между соплом Лаваля и кольцевым состоит в том, что кольцевое сопло имеет форму критического сечения не круглую, а кольцевую. Кольцевые сопла позволяют увеличить площадь выходного сечения сопла и разместить часть агрегатов в центральной части, что приводит к уменьшению линейных размеров двигателя.
Известна принципиальная схема кольцевой камеры жидкостного ракетного двигателя, реализующая данный принцип (А.П.Васильев и др. "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", М., "Высшая школа", 1967 г., рис.X.186).
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела (М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", М., "Высшая школа", 1968 г., рис.2.32, стр.59 - прототип).
Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром профилированного центрального тела. Продукты сгорания со сверхзвуковой скоростью поступают к срезу тарельчатого сопла. Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из газогенератора.
Основными недостатками данного двигателя являются значительные диаметральные размеры и сложность пневмогидравлической схемы, связанные с тем, что для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из газогенератора. Использование газогенератора приводит к необходимости организации трубопроводов подвода компонентов топлива в газогенератор, использованию специальной ступени в турбонасосном агрегате или специальных насосов для подачи компонентов топлива с повышенным давлением в смесительную головку газогенератора, что в конечном итоге приводит к увеличению массы и ухудшению массогабаритных характеристик двигателя.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание жидкостного ракетного двигателя, конструкция которого позволяет обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги, упростить пневмогидравлическую схему и реализовать значительно большее давление в камере при минимальных габаритных размерах.
Поставленная задача достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, газогенератор, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива, расположенные в полости профилированного центрального тела, согласно изобретению профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела, кинематически связана с агрегатами питания, на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения, а между подвижной и неподвижной частями профилированного центрального тела выполнена профилированная кольцевая щель, полость которой соединена с выходной полостью турбины турбонасосного агрегата.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежом, где на фиг.1 показан осевой разрез предложенного двигателя.
Двигатель состоит из кольцевой камеры 1 со смесительной головкой 2 и тарельчатым соплом 3 внешнего расширения с кольцевым критическим сечением 4. Внутренняя поверхность сопла 3 образует профилированное центральное тело 5, состоящее, по крайней мере, из двух частей - неподвижной 6 и подвижной 7. Подвижная часть 7 профилированного центрального тела 5 выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с одним из насосов для подачи компонентов топлива 8, а на ее внешней поверхности установлены лопатки 9 для придания ей вращательного движения.
В полости профилированного центрального тела 5 установлены агрегаты управления 10 и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат 11 с турбиной и одним из насосов 12 подачи компонентов в смесительную головку 2. Между неподвижной 6 и подвижной 7 частями профилированного центрального тела 5 выполнена профилированная кольцевая щель 13, полость которой соединена с выходной полостью турбины турбонасосного агрегата 11.
Предложенное устройство работает следующим образом.
Первоначальный запуск двигателя осуществляется путем подачи на лопатки 9 подвижной части 7 центрального тела, играющей роль турбины турбонасосного агрегата, струи газов пирозапальника или газов из специального баллона для раскрутки турбины.
Компоненты топлива подаются в смесительную головку 2, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение 4. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром профилированного центрального тела. Продукты сгорания со сверхзвуковой скоростью поступают к срезу тарельчатого сопла 3 и обтекают при этом лопатки 9, установленные на подвижной части 7 центрального тела 5. Подвижная часть 7 центрального тела начинает вращаться вокруг оси центрального тела и приводит во вращение насос 8 подачи компонентов топлива.
Другой насос 12 приводится во вращение турбиной турбонасосного агрегата 11.
Продукты сгорания после турбины турбонасосного агрегата 11 имеют более низкую температуру, чем продукты сгорания компонентов топлива за счет того, что после расширения на лопатках турбины их температура падает. Подача продуктов сгорания в кольцевую щель 13 перед лопатками 9 вращающейся части центрального тела 7 позволяет снизить температуру продуктов сгорания, поступающих на лопатки, и за счет этого улучшить условия их работы.
Использование предложенного технического решения позволит упростит пневмогидравлическую схему двигателя и улучшить его массогабаритные характеристики.
Claims (1)
- Жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, газогенератор, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива, расположенные в полости профилированного центрального тела, отличающийся тем, что профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела, кинематически связана с агрегатами питания, на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения, а между подвижной и неподвижной частями профилированного центрального тела выполнена профилированная кольцевая щель, полость которой соединена с выходной полостью турбины турбонасосного агрегата.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149560/06A RU2391538C1 (ru) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Жидкостный ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149560/06A RU2391538C1 (ru) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Жидкостный ракетный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2391538C1 true RU2391538C1 (ru) | 2010-06-10 |
Family
ID=42681591
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008149560/06A RU2391538C1 (ru) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Жидкостный ракетный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2391538C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2450154C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-05-10 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2708682C1 (ru) * | 2019-03-11 | 2019-12-11 | Общество с ограниченной ответственностью "Спецлак" (ООО "Спецлак") | Контактный датчик удельной электрической проводимости жидкости |
-
2008
- 2008-12-17 RU RU2008149560/06A patent/RU2391538C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ДОБРОВОЛЬСКИЙ М.В. и др. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования. - М.: Высшая школа, 1968, рис.2.32, с.59. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2450154C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-05-10 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2708682C1 (ru) * | 2019-03-11 | 2019-12-11 | Общество с ограниченной ответственностью "Спецлак" (ООО "Спецлак") | Контактный датчик удельной электрической проводимости жидкости |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7784267B2 (en) | Detonation engine and flying object provided therewith | |
US6442930B1 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
RU2382894C2 (ru) | Форсажная камера газотурбинного двигателя | |
US6666018B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
US2416389A (en) | Torque balancing of jet propulsion turbine plant | |
RU2382225C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
US6928804B2 (en) | Pulse detonation system for a gas turbine engine | |
US3420060A (en) | Pressure induced jet vectoring augmentation apparatus | |
RU2382226C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2391538C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2605869C2 (ru) | Хвостовой конус для ротационного газотурбинного двигателя с микроструями | |
RU2390648C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2392477C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2422664C2 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2391534C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2391546C1 (ru) | Способ управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя | |
RU2445500C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2391535C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2388923C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2450154C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2445501C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
US20140245715A1 (en) | Primary cowl of a turbofan comprising a rotating ring having micro-jets | |
RU2391532C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
CN108049985B (zh) | 旋喷式可变循环航空喷气发动机 | |
RU2382227C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101218 |