Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель

Реферат

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей. Одной из задач, стоящих перед создателями ЖРД, является разработка конструкторских решений, обеспечивающих надежный и стабильный запуск двигателя.

Трудности возникают, как правило, из-за несогласованности давлений (и, как следствие этого, расходов) окислителя и горючего в начальный момент запуска при неработающих или недостаточно раскрученных насосах. Чаще всего возникает ситуация, когда давление по линии одного из компонентов топлива существенно превышает давление по линии другого компонента топлива (в основном за счет разности высоты столба и плотности компонентов в баке ракеты). При этом изменения этих давлений в процессе запуска происходят по разному. Это влияет на расходы в газогенератор при поджиге и может приводить к "забросам" или "провалам" температуры в газогенераторе из-за рассогласования соотношения расходов компонентов топлива и, как следствие, к нестабильности запуска двигателя.

Известным решением, обеспечивающим запуск двигателя путем подачи компонентов топлива в газогенератор, является использование пусковых бачков с окислителем и горючим, работающих по принципу вытеснения компонента нейтральным газом (гелием, азотом).

Известен жидкостный ракетный двигатель LR-89-NA, LR-79-NA (см. энциклопедия "Космонавтика", 1985 г., стр.216, 217), где запуск газогенератора производится путем поджига компонентов топлива, подаваемых из пусковых бачков.

Известен также двигатель РД-219 - прототип (см. энциклопедия "Космонавтика", 1985 г., стр.300), где запуск генератора производится также подачей компонентов топлива из пусковых бачков.

Недостатком прототипа является относительная сложность, заключающаяся в наличии 2-х бачков (для окислителя и горючего)

Целью предлагаемого изобретения является упрощение конструкции, обеспечивающее выполнение тех же задач с меньшим количеством агрегатов.

Указанная цель достигается тем, что в известном ЖРД, содержащем камеру сгорания, газогенератор, турбину, насос горючего, насос окислителя, трубопроводы горючего и окислителя, сообщающие выходы из насосов с газогенератором и камерой сгорания, пусковой бачок для вытеснения из него компонента топлива при запуске двигателя, согласно изобретению рабочая полость пускового бачка герметично разделена поршнем или гибкой мембраной на две части, одна из которых сообщена с трубопроводом горючего, а другая - с трубопроводом окислителя.

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

1 - насос окислителя ТНА;

2 - насос горючего ТНА;

3 - турбина ТНА;

4 - газогенератор;

5 - камера;

6 - пусковой бачок;

7 - полость окислителя пускового бачка;

8 - полость горючего пускового баска;

9 - разделительный поршень с уплотнением;

11 - заправочный клапан пускового бачка;

12, 13 - обратный клапан;

14, 15, 21, 22 - пускоотсечный клапан;

16, 17 - настроечная шайба;

18 - трубопровод горючего;

19 - трубопровод окислителя;

10, 20 - пусковой клапан.

Предлагаемая конструкция двигателя, таким образом, состоит из пусковых клапанов 10 и 20, камеры 5, турбонасосного агрегата (включающего насос окислителя 1, насос горючего 2 и турбину 3), газогенератора 4, трубопроводов горючего 18 и окислителя 19, сообщающих выходы из насосов с газогенератором и камерой, одного пускового бачка 6, разделенного поршнем 9 (с герметичным уплотнением) на полость горючего 8 и полость окислителя 7, каждая из которых сообщена с линией питания газогенератора. Полость горючего снабжена заправочной магистралью с клапаном 11. В магистралях питания газогенератора имеются обратные клапаны 12 и 13 и пускоотсечные клапаны 14 и 15. В магистралях питания камеры имеются пускоотсечные клапаны 21 и 22.

Двигатель работает следующим образом. Перед запуском пусковой бачок через клапан 11 заправляется тем компонентом топлива, давление которого на входе в двигатель недостаточно (в данной схеме это горючее). После заправки клапан 11 закрывается. Клапаны 14, 15, 10, 20, 21 и 22 также находятся в положении "закрыто". Запуск двигателя начинается с открытия клапанов 10 и 20. Происходит заливка магистралей компонентами топлива, которые заполняют насосы 1 и 2, и, открывая обратные клапаны 12 и 13, поступают в трубопроводы 18 и 19, соединяющиеся с полостями 7 и 8 пускового бачка.

В полостях бачка устанавливается давление, равное наибольшему из давлений в занасосных магистралях (окислителя). После открытия клапанов 14 и 15 компоненты топлива под этим давлением поступают в газогенератор, обеспечивая в нем после поджига развитие рабочего процесса с постоянной (или близкой к постоянной) температурой газа за счет постоянства соотношения расходов окислителя и горючего.

Таким образом, осуществляется плавный без забросов температуры запуск газогенератора.

Вырабатываемый в газогенераторе газ раскручивает турбину, повышается давление за насосами, газогенератор начинает питаться от насосных магистралей, открываются клапаны 21 и 22 камеры, двигатель выходит на расчетный режим. Наличие одного пускового бачка вместо двух для прототипа благоприятно сказывается на повышение надежности.

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, газогенератор, турбину, насос горючего, насос окислителя, трубопроводы горючего и окислителя, сообщающие выходы из насосов с газогенератором и камерой сгорания, пусковой бачок для вытеснения из него компонентов топлива при запуске двигателя, отличающийся тем, что рабочая полость пускового бачка герметично разделена поршнем или гибкой мембраной на две части, одна из которых сообщена с трубопроводом горючего, а другая - с трубопроводом окислителя.