RU2643282C2

RU2643282C2 - Ракетный двигатель

Info

Publication number: RU2643282C2
Application number: RU2015109344A
Authority: RU
Inventors: Николай Михайлович Пикулев
Original assignee: Николай Михайлович Пикулев
Priority date: 2015-03-17
Filing date: 2015-03-17
Publication date: 2018-01-31
Also published as: RU2015109344A

Abstract

Изобретение относится к ракетным двигателям. В ракетном двигателе, содержащем газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженном системой автоматического запуска и управления, согласно изобретению газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора. Изобретение обеспечивает повышение надежности и упрощение двигателя. 4 ил.

Description

Изобретение относится к области создания ракетных двигателей.

Ракетный двигатель предназначен для оснащения самолетов-истребителей, предназначенных для уничтожения самолетов и спутников-разведчиков, летающих на гиперзвуковых скоростях и высотах от 18 до 160 км и выше.

Из патентной информации известны, например: жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела - F02K 11/00; RU (11) 2303156(13) C1.

ИМПУЛЬСНЫЙ двигатель внутреннего сгорания - F02B 75/00, RU (21) 2008143855/06 (13) A.

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя - F02С 1/00, RU (21) 2008137660 (13) А.

Прямоточный реактивный двигатель - ПРД №2433294.

Общеизвестные ракетные двигатели, как РД-170, РД-180, которые взяты в качестве прототипа.

Предлагаемый ракетный двигатель состоит из: газогенератора, оснащенного запальным устройством и свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном (180 ат) и баком горючего, двумя инжекторами, оснащенными форсунками, один из которых, через дроссель, присоединен к баку с горючим, а другой, через дроссель, - к баку с окислителем. При этом оба инжектора через газозаборники сообщаются с полостью высоко го давления газогенератора.

Ракетный двигатель состоит из: газогенератора - 1, смесительной головки - 2, камеры сгорания - 3, инжектора - 4 (горючего), инжектора - 5 (окислителя), запального устройства - 6, баллона - 7, газозоборника - 8 (через теплообменник для наддува баков горючего и окислителя), теплообменника - 9, дросселя - 10, электроклапанов - 11, 12, 13, электропривода - 14 (инжектора - 4), электропривода - 15 (инжектора -5), бака - 16, (горючего), бака - 17 (окислителя), отсечных клапанов - 18, 19, предохранительного клапана - 20. Труба - 21 (подачи горючего от бака до инжектора - 4), труба - 22 (подачи горючего от бака до запального устройства - 6), труба - 23 (подачи окислителя к инжектору - 5), труба - 24 (подачи воздуха 180 ат от баллона - 7 к запальному устройству - 6), труба - 25 (подачи от газогенератора - 1 до теплообменника - 9), труба - 26 (для наддува бака - 16), труба - 27 (для наддува бака - 16), труба - 27 (для наддува бака - 17), труба - 28 (подачи горючего в коллектор охлаждения нижнего пояса камеры сгорания), труба - 29 (подачи горючего к коллектору охлаждении верхнего пояса камеры сгорания, наружная стенка - 30 камеры сгорания, внутренняя стенка - 31 (камеры сгорания - 3), газозаборник - 32 (для инжектора - 4), газозаборник - 33 (для инжектора - 5), инжектор - 4 оснащен форсункой - 34, инжектор - 5 оснащен форсункой - 35, запальное устройство - 6 оснащено форсункой - 36 и свечой зажигания - 37.

Работа ракетного двигателя.

По программе запуска срабатывают эл. клапаны - 12 бака - 16 горючего и эл. клапан - 18 л - 7. Под воздействием гидростатического напора горючее по трубе - 22, а воздух под давлением 180 ат по трубе - 24 поступают к запальному устройству - 6. При выходе из форсунки - 36 в полости газогенератора образуется туман горючей смеси, который поджигается искровым разрядом свечи зажигания - 37. В газогенераторе - 1 создается давление, которое через заборники - 8, 32, 33 передается в теплообменник - 9, инжектор - 4, инжектор - 5, а из теплообменника - 9 через трубы - 26, 27 создается давление в баке - 16 горючего и баке - 17 окислителя. Открываются эл. клапаны - 11, 13, и горючее и окислитель, дозированные калибровочными шайбами, под давлением поступают к инжекторам - 4, 5, срабатывают механизмы управления - 14, 15, приоткрывая входной клапан (цикл дренирования), после чего входной клапан открывается полностью, и горючее через форсунку - 34, а окислитель через форсунку - 35 закачиваются в зону горения газогенератора - 1. Давление повышается до уровня "холостого хода" - это сигнал для отключения системы запуска, срабатывают эл. клапаны - 12, 13 - система запуска отключена, а инжекторы - 4, 5 переходят на самообслуживание. Давление в баках - 16, 17 поддерживает предохранительный клапан - 20. Режим работы двигателя задается в автоматическом или ручном режиме при помощи дросселя - 10.

Для автономного энергоснабжения самолета и двигателя на линии трубы - 25 - теплообменника - 9 может быть размещена газовая турбина с эл. генератором.

Предлагаемая конструкция ракетного двигателя предполагает упрощение конструкции двигателя за счет применения таких общеизвестных надежных и безотказных механизмов, проверенных столетием, как инжектор.

Положительный результат достигается за счет компоновки общеизвестных механизмов в двигателе, представляющем собой газогенератор, оснащенный запальным устройством с форсункой и свечой зажигания, присоединенным к воздушному баллону (180 ат) и баку с горючим, и снабженный двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, оба инжектора, через газозаборник, соединены с полостью высокого давления газогенератора, а третий газозаборник, через предохранительный клапан, соединен с теплообменником, а через - с баком горючего и окислителя.

На прилагаемых чертежах изображены:

на фиг. 1 - общая схема ракетного двигателя в плане;

на фиг. 2 - схематичное изображение газогенератора и камеры сгорания;

на фиг. 3 - запальное устройство; схема охлаждения камеры сгорания;

на фиг. 4 - система охлаждения верхнего и нижнего пояса камеры сгорания. Они даны для пояснения, поскольку не являются предметом изобретения.

Claims

Ракетный двигатель, содержащий газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженный системой автоматического запуска и управления, отличающийся тем, что газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора.