RU2410559C1

RU2410559C1 - Жидкостный ракетный двигатель

Info

Publication number: RU2410559C1
Application number: RU2009130924/06A
Authority: RU
Inventors: Константин Иванович Вовчаренко (RU); Константин Иванович Вовчаренко; Александр Фролович Ефимочкин (RU); Александр Фролович Ефимочкин; Владимир Сергеевич Рачук (RU); Владимир Сергеевич Рачук; Александр Викторович Шостак (RU); Александр Викторович Шостак
Original assignee: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date: 2009-08-13
Filing date: 2009-08-13
Publication date: 2011-01-27

Abstract

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с охлаждающим трактом, насос окислителя, насос горючего, две раздельные турбины, согласно изобретению тракт охлаждения камеры сгорания выполнен из двух отдельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в одну из турбин, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего и выход его - со входом в другую турбину. Изобретение обеспечивает снижение уровня напряженности агрегатов двигателя и упрощение конструкции. 1 ил.

Description

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Тенденцией современного ракетостроения является повышение надежности двигателей, снижение затрат на их создание и эксплуатацию.

Снижение уровня напряженности агрегатов двигателя и упрощение конструкции являются главным средством достижения высоких показателей надежности, запасов по ресурсу, стоимости двигателя.

Известны жидкостные ракетные двигатели, в которых упрощение конструкции и повышение надежности достигается, например, посредством образования рабочего тела турбины, предназначенной для привода топливных насосов, путем подогрева (с газификацией) горючего в охлаждающем тракте камеры двигателя без использования специального газогенератора). Такими двигателями являются, например, RL-10 и его модификации, Vinchi, RL-60, РД-0146 (см. И.И.Белоусов "Некоторые вопросы выбора схем…" в журнале "Космонавтика и ракетостроение", №3, 2002 г., стр.59).

Известен также двигатель-прототип, содержащий два газогенератора (один - с избытком окислителя, другой с избытком горючего), продукты сгорания которых приводят во вращение турбины турбонасосных агрегатов и поступают в камеру сгорания (см. книгу Б.В.Овсянников и Б.И.Боровский. "Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей", издательство "Машиностроение", 1971 г., стр.30). Такая схема обеспечивает подачу в камеру сгорания газифицированных компонентов и, как следствие, хорошее смесеобразование в камере с высокой полнотой сгорания. Недостатком этой схемы является ее сложность вследствие наличия двух газогенераторов с подводящими магистралями и агрегатами управления и регулирования.

Целью предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка. Эта цель достигается за счет газификации в трактах охлаждения и окислителя (или части его), и горючего (или части его) с последующим использованием газов на одноименных турбинах, для чего тракт охлаждения камеры выполнен из двух раздельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в турбину турбонасосного агрегата окислителя, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего и выход его - со входом в турбину турбонасосного агрегата горючего.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой, приведенной на чертеже, где приняты следующие обозначения:

1 - камера двигателя;

2 - участок охлаждающего тракта, охлаждаемый горючим;

3 - участок охлаждающего тракта, охлаждаемый окислителем;

4 - насос горючего;

5 - турбина ТНА горючего;

6 - насос окислителя;

7 - турбина ТНА окислителя;

8 - форсуночная головка камеры.

Предлагаемая конструкция двигателя состоит из следующих основных агрегатов: камеры 1 с форсуночной головкой 7 и охлаждающим трактом, герметично разделенным на две половины (участок, охлаждаемый горючим, 2 и участок, охлаждаемый окислителем, 3); ТНА горючего, состоящего из насоса горючего 4 и турбины 5; ТНА окислителя, состоящего из насоса 6 и турбины 7. Насос горючего 4 соединен со входом в участок охлаждающего тракта 2, а выход из него соединен со входом в турбину 5, выход из которой соединен в свою очередь с форсуночной головкой 8. Насос окислителя 6 соединен со входом в участок охлаждающего тракта 3, а выход из него соединен со входом в турбину 7, выход из которой соединен с форсуночной головкой 8.

Двигатель работает следующим образом. Жидкое горючее из бака поступает в насос горючего 4 и далее в участок 2 охлаждающего тракта камеры. Горючее газифицируется, нагревается и подается на турбину 5 ТНА горючего, приводя ее в действие. После турбины газ поступает в форсуночную головку камеры.

Жидкий окислитель из бака поступает в насос окислителя 6, а затем в участок 3 охлаждающего тракта камеры. Окислитель газифицируется, нагревается и поступает на турбину 7 ТНА окислителя, приводя ее в действие. После турбины газ подается в форсуночную головку камеры.

В камере происходит сгорание компонентов топлива. Продукты сгорания истекают из сопла камеры, создавая реактивную тягу двигателя.

Предложенное техническое решение позволяет упростить конструкцию двигателя, повысить его ресурс и надежность.

Claims

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с охлаждающим трактом, насос окислителя, насос горючего, две раздельные турбины, отличающийся тем, что тракт охлаждения камеры сгорания выполнен из двух отдельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в одну из турбин, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего, и выход его - со входом в другую турбину.