Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Улучшение энергетических характеристик путем повышения полноты сгорания топлива является одной из основных задач, стоящих при создании ЖРД. Эта задача решается улучшением смесеобразования в камере сгорания, что в свою очередь достигается увеличением распыла компонентов топлива в камере сгорания. При этом наиболее эффективным способом является газификация хотя бы одного из компонентов топлива.

Известен ЖРД с вытеснительной подачей компонентов топлива (патент на ЖРД США №3151448, Реферативный журнал, Авиационные и ракетные двигатели №3, 1966 г.), камера сгорания которого жестко соединена со вспомогательной камерой, при этом окислитель и горючее подаются во вспомогательную камеру и основную камеру через отверстия и форсуночные блоки, что обеспечивает газификацию компонентов топлива во вспомогательной камере, и высокую полноту сгорания компонентов топлива и многоступенчатое воспламенение в основной камере сгорания.

Недостатком конструкции этого двигателя является невозможность использовать энергию газа, вырабатываемого во вспомогательной камере для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА) ввиду протекания процесса газогенерации внутри жесткой конструкции, ограниченной стенками вспомогательной камеры. Вследствие этого невозможно использовать эту конструкцию в современных ЖРД с высокими удельными параметрами, применяющих турбонасосную систему подачи.

Целью предлагаемого изобретения является повышение энергетических возможностей ЖРД, выполненных с использованием вспомогательной камеры сгорания и с турбонасосной системой подачи.

Поставленная цель достигается тем, что ЖРД, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенных в единый блок, согласно изобретению снабжен турбонасосным агрегатом, вход в турбину которого сообщен со вспомогательной камерой, кроме того, двигатель дополнительно снабжен газогенератором, работающим с избытком второго компонента топлива, выход из которого сообщен с форсуночной головкой камеры сгорания.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемами двигателя, приведенными на фиг. 1 и 2, где представлены следующие агрегаты:

1. Вспомогательная камера.

2. Камера сгорания.

3. Насос ТНА окислителя.

4. Насос ТНА горючего.

5. Магистраль подачи газа на турбину ТНА.

6. Турбина ТНА.

Для упрощения схемы в ней не показаны агрегаты управления и регулирования, преднасосы, возможные дополнительные ступени турбины, система воспламенения.

Согласно схеме, представленной на фиг. 1, ЖРД состоит из вспомогательной камеры 1, жестко соединенной с камерой сгорания 2. Вспомогательная камера 1 соединена с насосом окислителя 3. По линии горючего вспомогательная камера 1 соединена с охлаждающим трактом камеры сгорания 2 и магистралью 5 соединена с турбиной 6. Камера сгорания 2 соединена с насосом горючего 4.

Двигатель работает следующим образом. Жидкий окислитель подается в насос окислителя 3, откуда подается в головку вспомогательной камеры 1, которая вырабатывает газ с избытком окислителя. Горючее подается в насос 4 и из него в охлаждающий тракт камеры 2, из которого некоторая часть поступает в форсуночную головку вспомогательной камеры 1, а большая часть поступает на форсунки головки камеры сгорания 2. Во вспомогательной камере 1 компоненты топлива воспламеняются. Начинается процесс горения компонентов топлива. Часть газа по магистрали 5 подается на турбину 6, которая, вращаясь, приводит во вращение насосы. Давление за насосами повышается и двигатель выходит на расчетный режим.

Основной расход газа из вспомогательной камеры 1 поступает на форсунки камеры сгорания 2, куда поступает и основной расход горючего из охлаждающего тракта. Происходит процесс высокотемпературного дожигания окислительного газа, который, расширяясь в сопле камеры, создает тягу двигателя. При этом в результате того, что один из компонентов топлива подается на форсунки камеры в газообразном состоянии, улучшается качество смесеобразования и эффективность сгорания компонента топлива, т.е. улучшаются энергетические характеристики двигателя.

Для дальнейшего повышения эффективности процесса горения компонентов топлива в камере сгорания разработана схема, представленная на фиг. 2, где в отличие от схемы на фиг. 1, добавлен газогенератор 7, соединенный с магистралями окислителя и горючего и работающий с избытком горючего. Газ, вырабатываемый в газогенераторе 7, поступает в форсуночную головку камеры сгорания 2. Таким образом, камера сгорания 2 работает по схеме «газ-газ».

Использование предлагаемого изобретения позволит улучшить внутреннюю энергетику ЖРД и обеспечить максимально качественное смесеобразование компонентов топлива в смесительной головке камеры сгорания, тем самым повысить эксплуатационные показатели двигателя (ресурс, экономичность и надежность).

1. Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенных в единый блок, отличающийся тем, что двигатель снабжен турбонасосным агрегатом, вход в турбину которого сообщен со вспомогательной камерой.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что двигатель дополнительно снабжен газогенератором, работающим с избытком второго компонента топлива, выход из которого сообщен с форсуночной головкой камеры сгорания.