×
27.05.2015
216.013.4ee2

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002551712
Дата охранного документа
27.05.2015
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД имеет в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, согласно изобретению вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя. Изобретение обеспечивает исключение генераторного газа высокой температуры как рабочего тела привода турбины бустерного турбонасосного агрегата. 1 ил.
Основные результаты: Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, отличающийся тем, что вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - со входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Одной из основных задач, стоящих при создании ЖРД, является обеспечение максимальных энергетических характеристик. Одним из способов обеспечения этой задачи является повышение перепада на турбине бустерного турбонасосного агрегата (БТНА), работающего на криогенных компонентах (например, кислороде). БТНА применяются в ЖРД в качестве вспомогательных, для обеспечения необходимого давления на входе в основные насосы ЖРД.

Известен ЖРД РД-170, у которого питание турбины БТНА окислителя приводится окислительным генераторным газом, отбираемым после основной турбины турбонасосного агрегата (ТНА), который сбрасывается в тракт жидкого кислорода и конденсируется в нем (Путь в ракетной технике. М.: Машиностроение/Машиностроение-Полет, 2004 г., стр.120).

Недостатком схемы этого двигателя является возможность конденсации водяных паров, содержащихся в генераторном газе. При конденсации водяных паров образуются кристаллы льда, которые засоряют фильтры, установленные после ТНА, что может привести к нештатной ситуации в работе двигателя и даже к возгоранию.

Целью предлагаемого изобретения является устранение этого недостатка, а именно исключение генераторного газа высокой температуры как рабочего тела привода турбины БТНА.

Поставленная цель достигается тем, что в жидкостном ракетном двигателе, имеющем в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, согласно изобретению вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - со входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемой двигателя, приведенной на фиг. 1, где представлены следующие агрегаты:

1. Входная магистраль горючего.

2. Насос горючего.

3. Магистраль подачи горючего.

4. Камера сгорания.

5. Магистраль подачи горючего в газогенератор.

6. Газогенератор.

7. Входная магистраль окислителя.

8. Насос БТНА окислителя.

9. Насос окислителя.

10.Турбина ТНА.

11. Магистраль подачи генераторного газа в камеру сгорания.

12. Теплообменник.

13. Магистраль подачи газа в турбину БТНА.

14. Турбина БТНА.

Согласно схеме, представленной на фиг.1, ЖРД состоит из входной магистрали горючего 1, сообщенной со входом в насос горючего 2, который в свою очередь сообщен посредством магистрали подачи горючего 3 со входом в рубашку охлаждения камеры сгорания 4 и магистралью подачи горючего в газогенератор 5 со входом в газогенератор 6. Входная магистраль окислителя 7 сообщена со входом в насос БТНА окислителя 8, а выход из насоса БТНА окислителя 8 - со входом в насос окислителя 9. В свою очередь выход из насоса окислителя 9 сообщен со входом в газогенератор 6. Выход из газогенератора 6 сообщен со входом на турбину ТНА 10, а выход из турбины ТНА 10 сообщен посредством магистрали подачи генераторного газа в камеру сгорания 11 с камерой 4, при этом магистраль подачи генераторного газа в камеру сгорания 11 проходит через горячий контур теплообменника 12. Вход в холодный контур теплообменника 12 сообщен с выходом из насоса окислителя 9, а выход из холодного контура теплообменника 12 посредством магистрали подачи газа в турбину БТНА 13 - со входом в турбину БТНА 14, выход из которой сообщен со входной магистралью окислителя 7.

ЖРД согласно предлагаемому изобретению работает следующим образом. Горючее по входной магистрали 1 поступает в насос горючего 2, откуда часть его по магистрали подачи горючего 3 поступает через рубашку охлаждения в камеру сгорания 4. Другая часть по магистрали подачи горючего в газогенератор 5 поступает в газогенератор 6.

Окислитель по входной магистрали 7 поступает в насос БТНА окислителя 8 и далее - в насос окислителя 9, откуда большая часть окислителя поступает в газогенератор 6. В газогенераторе 6 вырабатывается генераторный газ, который поступает на турбину ТНА 10 и приводит ее во вращение. Генераторный газ после турбины ТНА 10 проходит через горячий контур теплообменника 12, передавая тепловую энергию компоненту в холодном контуре, поступает в камеру сгорания 4, где он дожигается с горючим. Часть жидкого кислорода после насоса окислителя 9 поступает в холодный контур теплообменника 12, где он газифицируется и далее поступает на турбину БТНА 14, приводя последнюю во вращение. Далее газообразный кислород из турбины БТНА 14 смешивается с жидким кислородом из входной магистрали окислителя 7, в результате образуется однородная жидкость, которая поступает на вход в насос БТНА 8. Соотношение расходов газообразного и жидкого кислорода подбирается таким образом, чтобы обеспечить процесс конденсации газа на входе в насос без вскипания основного потока жидкости, т.е. чтобы выполнялось условие превышения давления в смеси над давлением насыщенных паров.

Таким образом, обеспечивается пониженное давление на выходе из турбины БТНА 14 и как следствие повышенный перепад на ней без использования напрямую генераторного газа высокой температуры. Такое решение исключает наличие в газообразном кислороде, поступающем из турбины БТНА 14, паров воды и других составляющих, которые могут конденсировать в твердые вещества.

Использование предлагаемого изобретения позволит улучшить внутреннюю энергетику ЖРД и тем самым повысить его эксплуатационные показатели (ресурс, экономичность и надежность).

Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, отличающийся тем, что вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - со входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя.
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 83.
20.01.2013
№216.012.1d2c

Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым. Жидкостный ракетный двигатель содержит как минимум одну регенеративно охлаждаемую камеру, устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат, агрегаты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472962
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.02.2013
№216.012.2b99

Энергоустановка

Энергетическая установка содержит паровую машину с системой подачи компонентов топлива, кинематически связанную с электрогенератором. Паровая машина выполнена в виде высокотемпературного парогазогенератора, например кислородно-водородного. На выходе паровой машины установлен турбонасосный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476688
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.32c0

Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя содержит четыре подвижных сферических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478535
Дата охранного документа: 10.04.2013
10.06.2013
№216.012.4910

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано в других областях техники. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, узел уплотнения, соединенный с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, согласно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484284
Дата охранного документа: 10.06.2013
20.06.2013
№216.012.4d30

Силовой блок двигательной установки ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. Силовой блок РН с управляемым вектором тяги содержит хвостовой отсек для установки маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и силовое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485342
Дата охранного документа: 20.06.2013
27.06.2013
№216.012.5142

Шаровой клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к шаровым клапанам с дистанционным управлением, и предназначено для использования, например, в ракетной технике для пуска и отсечки компонентов в агрегаты двигателя. Шаровой клапан содержит корпус с переходниками входа, выхода и дренажа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002486395
Дата охранного документа: 27.06.2013
10.08.2013
№216.012.5dc5

Клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к клапанам с пневматическим управлением, и предназначено для пуска и отсечки рабочего тела. Клапан содержит корпус с входным и выходным патрубками, элемент с втулкой на ребрах и седлом, установленный в корпус, подпружиненный затвор с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489626
Дата охранного документа: 10.08.2013
20.08.2013
№216.012.612c

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, и турбонасосный агрегат с корпусом турбины и насосами, и с возможностью качания камеры сгорания с цапфами в районе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490508
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.09.2013
№216.012.6cf1

Измерительное устройство

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в производстве арматуры питания газогидравлических машин для изготовления компенсирующих втулок. Заявленное измерительное устройство содержит штангу со шкалой на одном ее конце, установленную на другом конце штанги...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493540
Дата охранного документа: 20.09.2013
10.10.2013
№216.012.73a7

Устройство для слива топливного компонента из бака изделия

Изобретение может быть использовано в конструкциях хвостовых блоков для слива топливного компонента из бака изделия через вентиль слива, расположенный на донной тепловой защите двигателя. Устройство для слива топливного компонента из бака изделия содержит трубопровод, вентиль слива, проходник,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495264
Дата охранного документа: 10.10.2013
Показаны записи 1-10 из 75.
20.01.2013
№216.012.1d2c

Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым. Жидкостный ракетный двигатель содержит как минимум одну регенеративно охлаждаемую камеру, устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат, агрегаты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472962
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.02.2013
№216.012.2b99

Энергоустановка

Энергетическая установка содержит паровую машину с системой подачи компонентов топлива, кинематически связанную с электрогенератором. Паровая машина выполнена в виде высокотемпературного парогазогенератора, например кислородно-водородного. На выходе паровой машины установлен турбонасосный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476688
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.32c0

Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя содержит четыре подвижных сферических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478535
Дата охранного документа: 10.04.2013
10.06.2013
№216.012.4910

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано в других областях техники. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, узел уплотнения, соединенный с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, согласно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484284
Дата охранного документа: 10.06.2013
20.06.2013
№216.012.4d30

Силовой блок двигательной установки ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. Силовой блок РН с управляемым вектором тяги содержит хвостовой отсек для установки маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и силовое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485342
Дата охранного документа: 20.06.2013
27.06.2013
№216.012.5142

Шаровой клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к шаровым клапанам с дистанционным управлением, и предназначено для использования, например, в ракетной технике для пуска и отсечки компонентов в агрегаты двигателя. Шаровой клапан содержит корпус с переходниками входа, выхода и дренажа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002486395
Дата охранного документа: 27.06.2013
10.08.2013
№216.012.5dc5

Клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к клапанам с пневматическим управлением, и предназначено для пуска и отсечки рабочего тела. Клапан содержит корпус с входным и выходным патрубками, элемент с втулкой на ребрах и седлом, установленный в корпус, подпружиненный затвор с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489626
Дата охранного документа: 10.08.2013
20.08.2013
№216.012.612c

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, и турбонасосный агрегат с корпусом турбины и насосами, и с возможностью качания камеры сгорания с цапфами в районе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490508
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.09.2013
№216.012.6cf1

Измерительное устройство

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в производстве арматуры питания газогидравлических машин для изготовления компенсирующих втулок. Заявленное измерительное устройство содержит штангу со шкалой на одном ее конце, установленную на другом конце штанги...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493540
Дата охранного документа: 20.09.2013
10.10.2013
№216.012.73a7

Устройство для слива топливного компонента из бака изделия

Изобретение может быть использовано в конструкциях хвостовых блоков для слива топливного компонента из бака изделия через вентиль слива, расположенный на донной тепловой защите двигателя. Устройство для слива топливного компонента из бака изделия содержит трубопровод, вентиль слива, проходник,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495264
Дата охранного документа: 10.10.2013
+ добавить свой РИД