Результат интеллектуальной деятельности: ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

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 АЛ0-137 - 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 Р02К 9/42, опубл. 10.06.2013 г.

Недостаток - большой вес системы продувки из-за наличия массивного баллона со сжатым газом и низкая надежность из-за возможности смешивания окислителя и горючего в дренажных полостях.

Задачами создания предлагаемого изобретения является уменьшение веса двигателя и повышение надежности двигателя дренирования полостей ЖРД и удаление компонентов топлива из них, накапливаемых вследствие несанкционированных утечек и недопущение их смешивания.

Достигнутый технический результат - снижение веса двигателя и разобщение окислителя и горючего.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, тем что между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнено по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной. Трубопровод может содержать клапан и дроссель.

Сущность изобретения иллюстрируется на 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.

Между турбиной 6 и насосом окислителя 5 и между насосом окислителя 5 и насосом горючего выполнено по две дренажные полости соответственно 7…10. К дренажным полостям 7…10 подстыкованы дренажные трубопроводы 11…14, в котором установлен эжектор 15, функционирующий от газа высокого давления, который отбирается трубопроводом 16 из полости 17 за турбиной 6.

Трубопровод 16 может содержать клапан 18 и дроссель 19. (фиг. 2) Входные магистрали окислителя 20 и горючего 21 подстыкованы ко входам соответствующих насосов 5 и 4.

Двигатель работает следующим образом. Горючее по входной магистрали 21 поступает в насос горючего 4 и далее в камеру 1. Окислитель по входной магистрали 20 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 турбины 6, насоса окислителя 5 и насоса горючего 4 и их смешения служат дренажные полости 7…10 с дренажным трубопроводом 11…14. Для более эффективного удаления утечек установлен эжектор 5, который после открытия клапана 18 и за счет эффекта эжекции отсасывает утечки окислителя, горючего и газогенераторного газа и сбрасывает их в атмосферу за торцом ракеты, на которой двигатель установлен.

Таким образом, выполнение двух дренажных полостей между турбиной 6 и насосом окислителя 5 и двух дренажных полостей между насосом окислителя 5 и насосом горючего 4 и снабжение дренажного трубопровода 16 газовым эжектором способствует более эффективному удалению утечек горючего, окислителя и газогенераторного газа.

Применение для эжектора 15 газов, отбираемых из-за турбины 6, позволяет отказаться от баллона сжатого газа и уменьшить вес двигателя.