Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одним из направлений в совершенствовании конструкции ЖРД является улучшение массово-габаритных характеристик газогенератора и турбонасосного агрегата, в частности способов подачи рабочего тела на лопатки турбины.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий регенеративно-охлаждаемую камеру с трактом охлаждения, образованным профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, агрегаты управления (М.В.Добровольский и др. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования, Москва, Высшая школа, 1968 г., раздел 6.2, стр.224 - прототип).

Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через критическое сечение.

Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение горячими газами, отбираемыми из камеры сгорания.

Основными недостатками данного двигателя являются недостаточно высокие массово-габаритные характеристики 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 камеры сгорания. Газы имеют высокую температуру, что приводит к ухудшению условий работы турбины турбонасосного агрегата, что в конечном итоге приводит к увеличению массы и ухудшению массогабаритных характеристик двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков и создание ЖРД, конструкция которого позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему и улучшить массово-габаритные характеристики.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем регенеративно-охлаждаемую камеру с трактом охлаждения, образованным профилированными внутренней и наружной обечайками, скрепленными между собой, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, агрегаты управления, согласно изобретению в профилированных обечайках камеры сгорания выполнены каналы, проходящие через тракт охлаждения, полость которых, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания, с другой - соединена с входной полостью турбины турбонасосного агрегата, при этом в полость каналов открывается полость тракта охлаждения камеры.

Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой разрез камеры ЖРД, на фиг.2 - выносной элемент А, на фиг.3 - принципиальная схема подачи расхода на лопатки турбины турбонасосного агрегата.

Жидкостный ракетный двигатель содержит регенеративно охлаждаемую камеру 1 с трактом охлаждения 2, образованным профилированными внутренней 3 и наружной 4 оболочками, скрепленными между собой. На камере установлены турбонасосный агрегат 5 с турбиной 6 и насосами 7 подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры 8 и агрегаты управления 9. В профилированных обечайках камеры сгорания выполнены каналы 10, проходящие через тракт охлаждения 2, полость которых, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания 1, с другой - соединена с входной полостью турбины 6 турбонасосного агрегата, при этом в полость каналов 10 открывается полость тракта охлаждения 2 камеры 1 при помощи каналов 11.

Предложенный ЖРД работает следующим образом.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 8 камеры 1 и воспламеняются на выходе из смесительной головки, например, при помощи запального устройства. Поток продуктов сгорания компонентов топлива движется вдоль стенки профилированной внутренней оболочки 3 и поступает на вход в канал 10, проходящий через обе оболочки 3 и 4 и тракт охлаждения 2. Часть горячих газов поступает в канал 2 и движется по направлению к сопловому аппарату турбины 6 турбонасосного агрегата. Для снижения температуры продуктов сгорания и улучшения условий работы лопаток турбины турбонасосного агрегата к потоку продуктов сгорания подмешивается из трубопровода 10 часть расхода одного из компонентов, имеющего более низкую температуру, чем поток продуктов сгорания. Общая температура потока снижается, что приводит к увеличению срока службы лопаток турбонасосного агрегата.

Использование предложенного технического решения позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему ЖРД и улучшить массогабаритные характеристики.

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий регенеративно охлаждаемую камеру с трактом охлаждения, образованным профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, агрегаты управления, отличающийся тем, что в профилированных обечайках камеры сгорания выполнены каналы, проходящие через тракт охлаждения, полость которых, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания, с другой соединена с входной полостью турбины турбонасосного агрегата, при этом в полость каналов открывается полость тракта охлаждения камеры.