RU2692598C1

RU2692598C1 - Жидкостный ракетный двигатель

Info

Publication number: RU2692598C1
Application number: RU2018127924A
Authority: RU
Inventors: Николай Никитович Асташенков; Владислав Юрьевич Климов
Original assignee: Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко"
Priority date: 2018-07-31
Filing date: 2018-07-31
Publication date: 2019-06-25

Abstract

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и смесительной головкой, газогенератор, турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, отличается тем, что турбонасосные агрегаты соединены между собой с помощью газогенератора, включающего в себя две охлаждаемые компонентами топлива камеры, на одном из торцов каждой из которых закреплена смесительная головка, состоящая из огневого днища, корпуса и форсунок, равномерно расположенных по концентрическим окружностям, промежуточное днище, расположенное между смесительными головками, при этом окислительный генераторный газ, вырабатываемый в одной из камер газогенератора, поступает на вход турбины турбонасосного агрегата окислителя, а восстановительный генераторный газ, вырабатываемый в другой камере газогенератора, поступает на вход турбины турбонасосного агрегата горючего, причем выходы турбин турбонасосных агрегатов окислителя и горючего соединены со смесительной головкой камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик и надежности ЖРД. 3 ил.

Description

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 ЖРД, в котором оба компонента топлива газифицируются (частично сжигаются) в двух разноименных по составу газа газогенераторах (в одном - при избытке окислителя, а в другом - при избытке горючего) и используются затем в качестве рабочих тел на двух турбинах (см. в книге авторов Б.В. Овсянникова и Б.И. Боровского, «Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей», М.: Машиностроение, 1986, стр. 23, рис. 1.16). Данный вариант ЖРД, обладая преимуществом перед другими двигателями в части потенциальных возможностей по реализации предельного уровня давления в камере сгорания, имеет недостаток, связанный с необходимостью иметь в своем составе два газогенератора.

Известен ЖРД, содержащий камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой. При этом ЖРД снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой (патент РФ №№2352804, МПК F02K 9/44, от 06.12.2007 - прототип).

Основным недостатком данного ЖРД является то, что температура газифицированного в тракте охлаждения камеры сгорания компонента топлива, поступающего на дополнительную турбину, ограничена площадью теплоотдающей поверхности камеры сгорания.

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 смесительной головкой, газогенератор, турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты соединены между собой с помощью газогенератора, включающего в себя две, охлаждаемые компонентами топлива, камеры на одном из торцов каждой из которых закреплена смесительная головка, состоящая из огневого днища, корпуса и форсунок, равномерно расположенным по концентрическим окружностям, промежуточное днище, расположенное между смесительными головками, при этом окислительный генераторный газ, вырабатываемый в одной из камер газогенератора, поступает на вход турбины турбонасосного агрегата окислителя, а восстановительный генераторный газ, вырабатываемый в другой камере газогенератора, поступает на вход турбины турбонасосного агрегата горючего, причем выходы турбин турбонасосных агрегатов окислителя и горючего соединены со смесительной головкой камеры сгорания.

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 - общий вид газогенератора в продольном разрезе; на фиг. 3 - вид сверху на газогенератор.

Предлагаемый ЖРД содержит камеру сгорания 1 с трактом охлаждения 2 и смесительной головкой 3, газогенератор 4, соединяющий между собой турбонасосный агрегат окислителя 5 и турбонасосный агрегат горючего 6.

Газогенератор 4 включает в себя две, охлаждаемые компонентами топлива, камеры 7, смесительные головки 8, закрепленные на одном из торцов каждой из камер 7. Смесительная головка 8 состоит из огневого днища 9, корпуса 10 и форсунок 11, расположенных равномерно по концентрическим окружностям. Между смесительными головками 8 установлено промежуточное днище 12.

Турбонасосный агрегат окислителя 5 состоит из насоса окислителя 13 и окислительной турбины 14. Турбонасосный агрегат горючего 6 состоит из насоса горючего 15 и восстановительной турбины 16.

Предлагаемый ЖРД работает следующим образом.

Жидкий окислитель поступает на вход насоса окислителя 13 турбонасосного агрегата окислителя 5 и далее в газогенератор 4.

Жидкое горючее поступает на вход насоса горючего 15 турбонасосного агрегата горючего 6 и далее в тракт охлаждения 2 камеры сгорания 1. Газифицированное в тракте охлаждения 2 горючее поступает газогенератор 4.

Основная часть горючего и окислителя, поступающего в газогенератор 4, направляется в полости смесительных головок 8, образованные огневыми днищами 9, корпусами 10 и промежуточным днищем 12, и далее через форсунки 11 во внутренние полости камер 7. Оставшаяся часть компонентов топлива используется для охлаждения камер 7. Во внутренних полостях камер 7 газогенератора 4 происходит воспламенение, сгорание компонентов топлива и образование окислительного и восстановительного генераторного газа.

Окислительный генераторный газ из газогенератора 4 поступает на окислительную турбину 14, а восстановительный генераторный газ - на восстановительную турбину 16.

После срабатывая на турбинах турбонасосных агрегатов двигателя, окислительный и восстановительный газ поступает в смесительную головку 3 камеры сгорания 1.

В камере сгорания 1 окислительный и восстановительный генераторный газ смешиваются и сгорают. Образовавшиеся продукты сгорания компонентов топлива истекают из камеры сгорания 1, создавая реактивную тягу двигателя.

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

Claims

Жидкостный ракетный двигатель, характеризующийся тем, что он содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и смесительной головкой, газогенератор, турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, отличающийся тем, что турбонасосные агрегаты соединены между собой с помощью газогенератора, включающего в себя две охлаждаемые компонентами топлива камеры, на одном из торцов каждой из которых закреплена смесительная головка, состоящая из огневого днища, корпуса и форсунок, равномерно расположенных по концентрическим окружностям, промежуточное днище, расположенное между смесительными головками, при этом окислительный генераторный газ, вырабатываемый в одной из камер газогенератора, поступает на вход турбины турбонасосного агрегата окислителя, а восстановительный генераторный газ, вырабатываемый в другой камере газогенератора, поступает на вход турбины турбонасосного агрегата горючего, причем выходы турбин турбонасосных агрегатов окислителя и горючего соединены со смесительной головкой камеры сгорания.