ЖРД

ЖРД

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям — ЖРД, работающих на трех компонентах топлива; окислителе и двух горючих. и направлено на улучшение удельных характеристик и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т. д. Оптимальный вариант использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего – керосина, второго горючего – жидкого водорода.
Жидкостный ракетный двигатель — ЖРД (рис. 1 …5) содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосный агрегат ТНА 3.
Камера сгорания 1 и ТНА 3 установлены соосно и последовательно.
Камера сгорания 1 (рис. 1 и 2) содержит головку 4 и цилиндрическую часть 5. Сопло 2 содержит сужающуюся часть 6, расширяющуюся часть 7 и главный коллектор горючего 8 в нижней части. На камере сгорания 1 выполнены средний и промежуточный коллекторы 9 и 10 соответственно.

рис.1
ТНА 3 (рис. 3) содержит последовательно установленные на одном валу 11 снизу вверх: турбину 12, насос окислителя 13, насос горючего 14 и дополнительный насос горючего 15. Особенностью ТНА 3 является то, что турбина 12 установлена в камере сгорания 1, точнее в верху ее цилиндрической части 5. При этом камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую зону 16 и вторую 17, разделенные турбиной 12.

рис.2Рис.3

Турбина 12 содержит сопловой аппарат 18, рабочее колесо 19, диск 20 и спрямляющий аппарат 21. ТНА 3 имеет три опоры 22….24 и уплотнение 25 (рис. 4).

рис.4
Как сужающаяся 6, так и расширяющаяся 7 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения (рис. 1 и 2) и содержат две стенки; внутреннюю стенку 26 и наружную стенку 27 с зазором 28 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 28 сообщается с полостью 29 главного коллектора 8. Внутри камеры сгорания 1 (фиг. 1 и 2) выполнены верхняя плита 30, и нижняя плита 31 с зазором (полостью) между ними 32. Выше верхней плиты 30 выполнена полость 33. Внутри головки 4 камеры сгорания 1 установлены форсунки окислителя 34 и форсунки горючего 35. Форсунки окислителя 34 сообщают полость 33 с внутренней полостью 36 камеры сгорания 1. Форсунки горючего 35 сообщают полость 32 с внутренней полостью 36. На головке 4 камеры сгорания 1 установлены запальные устройства 37. К головке 4 камеры сгорания 1 соединена несколькими трубопроводами 38 содержащими клапаны окислителя 39. Между головкой 4 камеры сгорания 1 и насосом окислителя 12 выполнены втулка 40 и сферическое соединение 41.
Сферическое соединение 41 содержит внутреннюю сферу 42, жестко связанную с валом 11 и внешнюю пустотелую сферу 43, соединенную со штангами 44, которые соединены со шпангоутом 45, выполненным внутри корпуса 46 ракеты. В верхней части ТНА 3 на консоли 47 выполнен шарнир 48 с которым соединены приводы управления 49, предназначенные для управления вектором тяги ЖРД. При этом наиболее оптимальный вариант – два взаимно перепендикулярно установленных привода управления 48.
В качестве привода управления 49 может быть применен гидроцилиндр 50, имеющий шток 50 и шарнир 52. Шарнир 52 соединяет гидроцилиндр 50 шпангоутом 53 также выполненном внутри корпуса 46 ракеты.
К главному коллектору горючего 8 присоединен трубопровод 54 с клапаном 55. Другой конец трубопровода 54 соединен с выходом из насоса горючего 14. К среднему коллектору 9 присоединен трубопровод 56 имеющий регулятор расхода 57 и клапан 58 другой конец трубопровода 56 соединен с выходом из дополнительного насоса горючего 14. Вход в дополнительный насос горючего 14 трубопроводом 50 соединен с выходом из насоса горючего 13. Полость 60 дополнительного коллектора 10 соединена с зазором 20 и дополнительными форсунками горючего 61.
Двигатель содержит систему продувки с баллоном 62 с инертным газом, трубопроводом 63 и клапаном продувки 64. Трубопровод 63 соединен с главным коллектором горючего 21. К нижнему сечению расширяющейся части сопла 2 присоединена донная защита 65.
На рис. 5 приведена схема ТНА.

рис.5
Запуск ЖРД осуществляется следующим образом (рис. 1…5).
Открывают клапаны окислителя 31 и клапан 58.
Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 1 точнее в ее первую зону 16, где воспламеняются запальными устройствами 31 и сгорают при относительно низких температурах 500…700 0 С. Через дополнительные форсунки горючего 61 большая часть расхода горючего поступает во вторую зону, где сгорает при температуре от 3 500 до 4 000 0 С, обеспечивающей максимальную удельную тягу ЖРД.
Регулирование режима работы ЖРД осуществляется регулятором расхода 57. При этом изменяются расход продуктов сгорания через турбину 12 и температура продуктов сгорания на входе в нее.
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов окислителя 31 и горючего 55 и 58 открывают клапан продувки 64и инертный газ из баллона 62 по трубопроводу 63 поступает в главный коллектор горючего 8, продувая камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.
Применение изобретения позволит:
Уменьшить поперечные габариты ЖРД за счет размещения камеры сгорания и ТНА последовательно в одну линию вдоль одной общей оси.
Облегчить управление вектором тяги ЖРД за счет снижения усилий управления.
Уменьшить вес двигателя за счет отсутствия газогенератора. Функцию газогенератора выполняет первая зона камеры сгорания.
Упростить схему двигателя по тем же причинам.
Уменьшить вредное взаимное влияние горячих и холодных (работающих на криогенных компонентах топлива) узлов и агрегатов.

Комментирование и размещение ссылок запрещено.

Комментарии закрыты.