Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе. Сущность изобретения: двигатель содержит трехкомпонентный газогенератор, соединенный через агрегаты автоматики и регулирования с насосом первого горючего и через магистраль с линией второго горючего, к линии питания первым горючим подведена магистраль продувки инертным газом. Насос первого горючего установлен на одном валу с дополнительным насосом второго горючего. Турбины трех турбонасосных агрегатов питаются газогенераторным газом через трехпозиционный клапан переключаемый при переводе двигателя на двухкомпонентный режим. 1 з. п.ф-лы, 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2065985
Класс(ы) патента: F02K9/46
Номер заявки: 94029116/06
Дата подачи заявки: 03.08.1994
Дата публикации: 27.08.1996
Заявитель(и): КБ химавтоматики г.Воронеж
Автор(ы): Гончаров Н.С.; Липлявый И.В.; Орлов В.А.; Плис А.Г.; Рачук В.С.; Чембарцев С.В.; Шостак А.В.
Патентообладатель(и): КБ химавтоматики г.Воронеж
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе, например кислороде, углеводородном горючем и водороде.
В последние годы утвердилось направление развития ракетно-космической техники, связанное с созданием транспортных ракетно-космических комплексов.
Современное ракетостроение развивается в направлении увеличения груза, выводимого на орбиту, при одновременном снижении стоимости выведения 1 кг груза. Во многих проектах перспективных транспортных ракетных комплексов используется два вида горючего: углеводородное на начальном участке выведения и водород (или метан) на высотном участке работы при сокращении числа ступеней. Необходимость повышения энергетических характеристик двигательной установки в сочетании с высокой надежностью и многократностью использования и возможностью одновременной или последовательной работы на двух горючих требует разработки новых эффективных схем двигательных установок с применением высокоэффективных топлив. В связи с этим перспективным является использование трехкомпонентного ЖРД.
Известен ЖРД SSME США содержащий камеру, газогенератор, турбину, насосы окислителя и горючего, работающий на компонентах кислород, водород. (Двигатели воздушно-космических систем США, Японии, Англии, Франции, ФРГ. ЦИАМ, 1987, с. 4 16).
Наиболее близким к предложенному является ЖРД, работающий на трехкомпонентном топливе, содержащий камеру, смесительную головку, три турбонасосных агрегата для подачи водорода, углеводородного горючего и кислорода, соответствующее устройство направляет перегретый водород к каждому турбонасосу (патент США N 4771600, кл. 60-258, 1988).
Недостатком указанного двигателя является ограничение давления в камере до 120 кгс/см2 из-за ограничений работоспособности теплового водорода, используемого для привода трех турбонасосов, что не позволяет реализовать уровень давлений в камере 200 250 кгс/см2, необходимый для получения оптимальных характеристик двигателя.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и улучшение энергетических характеристик.
Поставленная задача достигается тем, что ЖРД снабжен трехкомпонентным газогенератором с избытком горючего, соединенным через пускоотсечный клапан и регулирующий элемент с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан с магистралью второго горючего, один из выходов трехпозиционного клапана соединен с магистралью питания газогенератора первым горючим. К магистрали питания газогенератора первым горючим через пускоотсечный клапан и дозирующее устройство подведена магистраль высокого давления инертного газа. Для обеспечения оптимальных характеристик агрегатов подачи на одном валу с насосом первого горючего установлен дополнительный насос второго горючего, соединенный магистралью через трехпозиционный клапан с основным насосом второго горючего, выход из трехпозиционного клапана соединен с рубашкой охлаждения камеры, а выход из дополнительного насоса второго горючего соединен через обратный клапан с рубашкой охлаждения камеры. Вход турбины турбонасосного агрегата первого горючего через трехпозиционный клапан соединен с газовой магистралью после газогенератора и с входом в турбину турбонасосного агрегата второго горючего.
Указанная совокупность признаков проявляет в предложенных решениях новые свойства, заключающиеся в том, что предложенный ЖРД позволяет увеличить располагаемую работу генераторного газа, а установка дополнительного насоса второго горючего на одном валу с насосом первого горючего и питание турбины насоса первого горючего последовательно с турбиной насоса второго горючего генераторным газом позволяет обеспечить оптимальные характеристики насосов и турбин всех ТНА как на трехкомпонентом pежиме, так и на двухкомпонентном.
Тем самым предложенное решение позволяет увеличить давление в камере до 200 300 кгс/см2 при приемлемых температурах газа перед турбиной (800 - 900 К), повысить энергетические характеристики двигателя. Использование газогенератора с избытком горючего позволяет обеспечить надежную работу двигателя при многократном его применении.
Схема ЖРД представлена на чертеже, где 1 камера; 2 турбонасосный агрегат окислителя; 3 турбонасосный агрегат второго горючего; 4 турбина; 5 дополнительный насос второго горючего; 6 насос первого горючего; 7 - газогенератор; 8, 14, 23 пускоотсечный клапан; 9 регулирующий элемент; 10, 17, 20 трехпозиционный клапан; 11, 12, 13, 16, 18, 21, 22, 25 трубопровод; 15 дозирующее устройство; 19 обратный клапан; 24 регулятор.
ЖРД состоит из камеры 1, турбонасосного агрегата окислителя 2, турбонасосного агрегата второго горючего 3, турбонасосного агрегата, содержащего на одном валу турбину 4, дополнительный насос второго горючего 5 и насос первого горючего 6. Трехкомпонентный газогенератор 7 соединен через пускоотсечный клапан 8 и регулирующий элемент 9 с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан 10 трубопроводом 11 с магистралью питания вторым горючим, один из выходов трехпозиционного клапана 10 соединен трубопроводом 12 с линией питания газогенератора первым горючим. К магистрали питания газогенератора первым горючим подведена магистраль высокого давления инертного газа 13 с пускоотсечным клапаном 14 и дозирующим устройством 15. Дополнительный насос второго горючего соединен магистралью 16 через трехпозиционный клапан 17 с основным насосом второго горючего. Выход из дополнительного насоса второго горючего соединен магистралью 8 через обратный клапан 19 с рубашкой охлаждения камеры. Вход турбины насоса первого горючего соединен через трехпозиционный клапан 20 с газовой магистралью 21 после газогенератора и магистралью 22 с входом в турбину насоса второго горючего. На магистрали питания газогенератора окислителем установлены пускоотсечной клапан 23 и регулятор 24. Основной насос второго горючего через трехпозиционный клапан 17 соединен трубопроводом 25 с рубашкой охлаждения камеры.
При запуске двигателя открываются пускоотсечные клапаны 23 и 8, окислитель, первое и второе горючее поступают в газогенератор, где компоненты воспламеняются, например, электроплазменным зажигательным устройством. Одновременно для предотвращения замерзания первого горючего и интенсификации распыла горючего открытием пускоотсечного клапана 14 по магистрали 13 подается инертный газ для продувки полости питания газогенератора первым горючим. Расход газа определяется дозирующим устройством 15, например шайбой. Двигатель выходит на режим, определяемый настройкой регулятора 24 и регулирующего элемента 9. Регулирование работы двигателя по давлению в камере 1 осуществляется регулятором 24 и регулирующим элементом 9. Переключение двигателя на двухкомпонентный режим работы осуществляется с режима 35 Pнком, обеспечивающего минимальный провал по тяге при отключении первого горючего. Для этого закрываются трехпозиционные клапаны 20, 17 и 10 и пускоотсечный клапан 8, рабочее тело прекращает поступать на турбину 4, второе горючее прекращает проступать в дополнительный насос горючего 5 и первое горючее прекращает поступать в газогенератор 7. Давление за насосом 5 падает, обратный клапан 19 закрывается, и второе горючее по трубопроводу 25 поступает в рубашку камеры 1. Одновременно открытием пускоотсечного клапана 14 производится продувка линии питания газогенератора первым горючим и замещение в головке газогенератора 7 первого горючего на второе. Двигатель выходит на двухкомпонентный режим работы. Регулирование двигателя по давлению в камеры осуществляется регулятором 24.
Предлагаемый трехкомпонентный ЖРД с использованием двух различных горючих и трехкомпонентного газогенератора, работающего с избытком горючего, позволяет достичь при приемлемых температурах генераторного газа 800 900 К давлений в камере 200 300 кгс/см2 и выше, обеспечивающих характеристики двигателя при работе его на трехкомпонентном и двухкомпонентном режимах.
Формула изобретения: 1. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосные агрегаты подачи трех компонентов, агрегаты управления и регулирования с магистралями, отличающийся тем, что он снабжен трехкомпонентным газогенератором, соединенным через пускоотсечный клапан и регулирующий элемент с насосом первого горючего и через трехпозиционный клапан с магистралью второго горючего, один из выходов трехпозиционного клапана соединен с магистралью питания газогенератора первым горючим, к которой через пускоотсечной клапан и дозирующее устройство подведена магистраль высокого давления инертного газа.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что на одном валу с насосом первого горючего установлен дополнительный насос второго горючего, соединенный магистралью через трехпозиционный клапан с основным насосом второго горючего, выход из дополнительного насоса второго горючего соединен через обратный клапан с рубашкой охлаждения камеры, а вход турбины насоса первого горючего соединен через трехпозиционный клапан с газовой магистралью после газогенератора и с входом в турбину насоса второго горючего.