×
27.10.2014
216.013.01b2

Результат интеллектуальной деятельности: ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002531832
Дата охранного документа
27.10.2014
Аннотация: Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенный с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, при этом газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной. Трубопровод содержит клапан и дроссель. Изобретение обеспечивает повышение эффективности системы дренирования полостей ЖРД и удаление компонентов топлива из них. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано в других областях техники. В ЖРД, использующих двухкомпонентное топливо, всегда существует задача предотвращения соединения двух компонентов топлива в местах, где это не предусмотрено схемой двигателя. Эта задача традиционно решается по-разному:

- для трубопроводов и тупиковых полостей - продувкой инертным газом;

- для агрегатов автоматики и ТНА - установкой уплотнений, введением разделительных полостей с дренированием утечек компонентов топлива в окружающую среду через специальные дренажные трубопроводы. Так спроектированы агрегаты большинства известных ЖРД, например, на двигателе АЛО-137 - прототип (см. «Иностранные авиационные и ракетные двигатели», ЦИАМ, 1971 г, стр. 467). В большинстве случаев использование упомянутых мер является достаточным для обеспечения безопасности функционирования двигателя. Однако в некоторых случаях возникает необходимость предотвратить утечки окислителя в полость турбины и несоответствие между величиной утечек и пропускной способностью дренажного трубопровода. Так возникает потребность в дренировании утечек и его интенсификации. Использование продувки для этой цели не всегда возможно, а иногда приводит к обратному результату, так как сам газ продувки требует определенных проходных площадей и может «оттеснять» дренируемый компонент от дренажного канала. В этом состоит недостаток известных технических решений.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2484284, МПК P02K 9/42, опубл. 10.06.2013 г.

Недостаток - большой вес системы продувки из-за наличия массивного баллона со сжатым газом.

Задачами создания предлагаемого изобретения является уменьшение веса двигателя и повышение эффективности работы системы дренирования полостей ЖРД и удаление компонентов топлива из них, накапливаемых вследствие несанкционированных утечек.

Достигнутый технический результат - снижение веса двигателя.

Поставленная цель достигается в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, соединенным с баллоном сжатого газа, тем, что газовый эжектор соединен с полостью за турбиной.

Сущность изобретения иллюстрируется на чертежах фиг.1 и 2, где:

на фиг.1 приведена схема двигателя,

на фиг.2 - вариант схемы питания эжектора.

На схеме, показанной на фиг.1, двигатель состоит из камеры 1, питаемой окислительным газом от газогенератора 2, который, в свою очередь, питается от насосов, входящих в состав ТНА 3 (насос горючего 4 и насос окислителя 5). Турбина 6, питаемая генераторным газом, располагается между газогенератором 2 и камерой 1. Насос горючего 4 также связан с камерой 1 двигателя. Дренажная полость 7 расположена между насосом окислителя 5 и турбиной 6, к ней подстыкован дренажный трубопровод 8, в котором установлен эжектор 9, функционирующий от газа высокого давления, который отбирается трубопроводом 10 из полости 11 за турбиной 6.

Трубопровод 10 может содержать клапан 12 и дроссель 13. (фиг.2) Входные магистрали окислителя 14 и горючего 15 подстыкованы ко входам соответствующих насосов 4 и 5.

Двигатель работает следующим образом. Горючее по входной магистрали 14 поступает в насос 4 и далее в камеру 1. Окислитель по входной магистрали 15 поступает в насос окислителя 5 и из него в газогенератор 2. Туда же в газогенератор 2 поступает часть горючего из насоса 4. В газогенераторе 2 происходит процесс горения, продукты сгорания поступают на турбину 6, приводя ее во вращение. Турбина 6, в свою очередь, приводит во вращение насосы 4 и 5. Газ после турбины 6 поступает в камеру 1, где он дожигается и истекает через сопло, создавая тягу. Давление компонентов топлива в насосах 4 и 5 повышается и, соответственно, повышается давление в газогенераторе 2 и камере 1. Двигатель выходит на расчетный режим.

Для предотвращения утечек окислителя из насоса 5 в полость турбины служит дренажная полость 7 с дренажным трубопроводом 8. Для более эффективного удаления утечек установлен эжектор 9, который после открытия клапана 12 за счет эффекта эжекции отсасывает окислитель из насоса 5, удаляя его из места утечки.

Таким образом, выполнение дренажной полости между насосом окислителя 5 и турбиной 6 и снабжение дренажного трубопровода газовым эжектором способствует более эффективному удалению утечек окислителя из насоса, минуя полость турбины 6. Применение газов, отбираемых из-за турбины 6, позволяет отказаться от баллона сжатого газа и уменьшить вес двигателя.


ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 71-80 of 244 items.
10.02.2014
№216.012.9f15

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506433
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.02.2014
№216.012.9f16

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506434
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.02.2014
№216.012.9f17

Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506435
Дата охранного документа: 10.02.2014
20.02.2014
№216.012.a1b0

Модульная атомная подводная лодка

Изобретение относится к подводному кораблестроению и может быть использовано преимущественно для атомных подводных лодок. Модульная атомная подводная лодка содержит три модуля, двигательный, установленный в средней части, и два боевых, прикрепленных к нему параллельно с обеих сторон. Боевой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002507107
Дата охранного документа: 20.02.2014
27.02.2014
№216.012.a6f8

Свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания. В свободнопоршневом двигателе, содержащем корпус двигателя, два оппозитно установленных цилиндра и поршневую группу, согласно изобретению поршневая группа выполнена в виде единого узла с двумя торцами и цилиндрическим пустотелым корпусом,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002508459
Дата охранного документа: 27.02.2014
10.04.2014
№216.012.b3f4

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511785
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b3fa

Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, установленные с зазором и соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511791
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b402

Свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания, конкретно - к свободнопоршневым двигателям. В свободнопоршневом двигателе, содержащем корпус двигателя, два оппозитно установленных цилиндра и поршневую группу, между цилиндрами установлена магнитопроницаемая цилиндрическая вставка,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511799
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b43d

Двухконтурный газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура. Для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511860
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b48d

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющую части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511942
Дата охранного документа: 10.04.2014
Showing 71-80 of 244 items.
10.02.2014
№216.012.9f15

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506433
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.02.2014
№216.012.9f16

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506434
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.02.2014
№216.012.9f17

Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506435
Дата охранного документа: 10.02.2014
20.02.2014
№216.012.a1b0

Модульная атомная подводная лодка

Изобретение относится к подводному кораблестроению и может быть использовано преимущественно для атомных подводных лодок. Модульная атомная подводная лодка содержит три модуля, двигательный, установленный в средней части, и два боевых, прикрепленных к нему параллельно с обеих сторон. Боевой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002507107
Дата охранного документа: 20.02.2014
27.02.2014
№216.012.a6f8

Свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания. В свободнопоршневом двигателе, содержащем корпус двигателя, два оппозитно установленных цилиндра и поршневую группу, согласно изобретению поршневая группа выполнена в виде единого узла с двумя торцами и цилиндрическим пустотелым корпусом,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002508459
Дата охранного документа: 27.02.2014
10.04.2014
№216.012.b3f4

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511785
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b3fa

Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, установленные с зазором и соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511791
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b402

Свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания, конкретно - к свободнопоршневым двигателям. В свободнопоршневом двигателе, содержащем корпус двигателя, два оппозитно установленных цилиндра и поршневую группу, между цилиндрами установлена магнитопроницаемая цилиндрическая вставка,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511799
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b43d

Двухконтурный газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура. Для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511860
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b48d

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющую части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511942
Дата охранного документа: 10.04.2014
+ добавить свой РИД