close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

жидкостный ракетный двигатель

код для вставки
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ
RU
(19)
(11)
2 300 657
(13)
C1
(51) МПК
F02K 9/48
(2006.01)
ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА
ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ,
ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ
(12)
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ
На основании пункта 3 статьи 13 Патентного закона Российской Федерации от 23 сент бр 1992 г. № 3517-I
патентообладатель об зуетс передать исключительное право на изобретение (уступить патент) на услови х, соответствующих
установившейс практике, лицу, первому изъ вившему такое желание и уведомившему об этом патентообладател и
федеральный орган исполнительной власти по интеллектуальной собственности, - гражданину РФ или российскому
юридическому лицу.
(72) Автор(ы):
Болотин Николай Борисович (RU),
Варламов Сергей Евгеньевич (RU)
(24) Дата начала отсчета срока действи патента:
28.02.2006
(56) Список документов, цитированных в отчете о
поиске: RU 2232915 С2, 20.07.2004. RU 2095608
C1, 11.11.1997. RU 2204046 С2, 10.05.2003. JP
11229963 A, 24.08.1999. US 5918460 A,
06.07.1999. DE 2057326 A, 25.05.1972. GB
1320766 A, 20.06.1973. FR 1479799 A, 05.05.1967.
(73) Патентообладатель(и):
Болотин Николай Борисович (RU),
Варламов Сергей Евгеньевич (RU)
(57) Реферат:
Изобретение относитс к ракетной технике,
конкретно к жидкостным ракетным двигател м,
работающим на криогенном окислителе и на
углеводородном горючем. Жидкостный ракетный
двигатель, содержащий камеру сгорани с трактом
регенеративного охлаждени , турбонасосный
агрегат с основной турбиной и насосами
окислител и горючего, у которого выход из насоса
горючего соединен через клапан горючего с
камерой сгорани , а выход из насоса окислител через
клапан
окислител соединен
с
газогенератором, установленным над камерой
сгорани , при этом турбонасосный агрегат
содержит дополнительный насос горючего, вход
которого соединен с выходом из насоса горючего, а
выход соединен с газогенератором трубопроводом
высокого давлени , в котором установлен клапан
высокого давлени и регул тор расхода. Вал
дополнительного
насоса
горючего
через
мультипликатор соединен с валом турбонасосного
агрегата. Изобретение обеспечивает упрощение
пневмогидравлической
схемы,
повышение
надежности, увеличение мощности и удельных
характеристик ЖРД, уменьшение веса двигател . 5
з.п ф-лы, 1 ил.
R U
2 3 0 0 6 5 7
(54) ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Страница: 1
RU
C 1
C 1
Адрес дл переписки:
443115, г.Самара, а/ 4783, С.Е. Варламову
2 3 0 0 6 5 7
(45) Опубликовано: 10.06.2007 Бюл. № 16
R U
(21), (22) За вка: 2006106340/06, 28.02.2006
C 1
C 1
2 3 0 0 6 5 7
2 3 0 0 6 5 7
R U
R U
Страница: 2
RUSSIAN FEDERATION
(19)
RU
(11)
2 300 657
(13)
C1
(51) Int. Cl.
F02K 9/48
(2006.01)
FEDERAL SERVICE
FOR INTELLECTUAL PROPERTY,
PATENTS AND TRADEMARKS
(12)
ABSTRACT OF INVENTION
Based on Article 13, par. 3 of the Patent law of the Russian Federation of September 23, 1992, #3517-I the patent owner
undertakes to transfer the exclusive right to the invention (assign the patent), on generally practiced conditions, to the
first person - citizen of the Russian Federation or a Russian legal person who expresses such a wish and conveys it to the
patent owner and the Federal executive body for Intellectual Property.
(21), (22) Application: 2006106340/06, 28.02.2006
(24) Effective date for property rights: 28.02.2006
(45) Date of publication: 10.06.2007 Bull. 16
Mail address:
443115, g.Samara, a/ja 4783, S.E. Varlamovu
2 3 0 0 6 5 7
EFFECT: improved reliability, increased power
output and specific characteristics of liquid
propellant rocket engine, reduced weight of engine.
6 cl, 11 dwg
R U
(57) Abstract:
FIELD: rocketry.
SUBSTANCE:
invention
relates
to
liquid
propellant rocket engine operating on cryogenic
oxidizer and hydrocarbon fuel.
Proposed liquidpropellant rocket engine contains combustion
chamber with regenerative cooling duct, turbopump
set with main turbine and oxidizer and fuel pumps
in which fuel pump output is connected through
fuel valve with combustion chamber and oxidizer
pump output is connected through oxidizer valve
with gas generator installed over combustion
chamber.
Turbopump set contains additional set
contains additional fuel pump whose input is
connected with output of fuel pump, and output is
connected with gas generator by high-pressure
pipeline in which high-pressure valve and flow
rate
regulator
are
installed.
Shafts
of
additional fuel pump is connected though step-up
gear with shafts of turbopump set.
Страница: 3
EN
C 1
C 1
(54) LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE
2 3 0 0 6 5 7
(73) Proprietor(s):
Bolotin Nikolaj Borisovich (RU),
Varlamov Sergej Evgen'evich (RU)
R U
(72) Inventor(s):
Bolotin Nikolaj Borisovich (RU),
Varlamov Sergej Evgen'evich (RU)
RU 2 300 657 C1
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
Изобретение относитс к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным
двигател м ЖРД, работающим, например, на криогенном окислителе и на углеводородном
горючем.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607,
предназначенный дл использовани в составе космических разгонных блоков, ступеней
ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себ камеру сгорани с регенеративным трактом охлаждени , насосы подачи компонентов горючего и окислител с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход
конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорани и с входом в
тракт регенеративного охлаждени камеры сгорани . Выход из конденсатора по линии
теплоносител соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того
же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход
конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с
входом в камеру сгорани .
Недостатком двигател вл етс ухудшение кавитационных свойств насоса при
перепуске конденсата.
Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на
изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигател заключаетс в
подаче компонентов топлива в камеру сгорани двигател , газификации одного из
компонентов в тракте охлаждени камеры сгорани , подводе его на турбину
турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорани .
Часть расхода одного из компонентов топлива направл ют в камеру сгорани , а
оставшуюс часть газифицируют и направл ют на турбины турбонасосных агрегатов.
Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом,
поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров
получаемой смеси. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорани с трактом
регенеративного охлаждени , насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель
содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов
топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и
смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной
головкой камеры сгорани , так и с трактом регенеративного охлаждени камеры сгорани .
Тракт регенеративного охлаждени , в свою очередь, св зан с турбинами основного и
бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.
Недостатком этой схемы вл етс то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении
камеры сгорани , может оказатьс недостаточно дл привода турбонасосного агрегата
двигател очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл.
27.09.2002 г.Этот ЖРД включает в себ камеру сгорани с трактом регенеративного
охлаждени , турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислител и горючего, выходные
магистрали которых соединены с головкой камеры сгорани , основную турбину и контур
привода основной турбины. В контур привода основной турбины вход т последовательно
соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждени камеры
сгорани , соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с
входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте
регенеративного охлаждени камеры сгорани горючего на вход во вторую ступень насоса
горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты
топлива, что расход окислител почти всегда больше расхода горючего. Следовательно,
дл мощных ЖРД, имеющих большую т гу и большое давление в камере сгорани , эта
схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно дл охлаждени камеры
сгорани и привода основной турбины.
Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенени компонентов
топлива и система выключени ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте
Страница: 4
DE
RU 2 300 657 C1
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
регенеративного охлаждени камеры сгорани .
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915,
опубл. 10.09.2003 г (прототип), который содержит камеру, турбонасосный агрегат,
газогенератор, систему запуска, средства дл зажигани компонентов топлива и
топливные магистрали. Выход насоса окислител соединен с входом в газогенератор.
Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждени камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с
регул тором расхода с электроприводом. Другой вход регул тора соединен с пусковым
бачком со штатным горючим. Выход из регул тора соединен с газогенератором. Выход из
газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой
соединен со смесительной головкой. Регул тор расхода снабжен гидроприводом
предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с
пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса
горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен
совместно с управл емым клапаном предварительной ступени.
Недостатками такой схемы вл ютс :
- низка экономичность вследствие того, что полнота сгорани компонентов топлива
никогда не может превысить 97...98%,
- сложность пневмогидравлической схемы, а именно наличие большого числа клапанов
и регул торов и обв зывающих трубопроводов
- большой вес двигател ,
- низка надежность двигател ,
- длительный запуск двигател ,
- догорание топлива при выключении двигател .
Задачи создани изобретени : повышение его экономичности, упрощение
пневмогидравлической схемы, повышение надежности, увеличение мощности и
уменьшение веса двигател , улучшение запуска и выключени двигател и обеспечение
очистки от остатков горючего после выключени .
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что жидкостный ракетный двигатель,
содержащий камеру сгорани с трактом регенеративного охлаждени , турбонасосный
агрегат с основной турбиной и насосами окислител и горючего, у которого выход из
насоса горючего соединен через клапан горючего с камерой сгорани , а выход из насоса
окислител через клапан окислител соединен с газогенератором, при этом газогенератор
установлен над камерой сгорани , турбонасосный агрегат содержит дополнительный насос
горючего, вход которого соединен с выходом из насоса горючего, а выход соединен с
газогенератором трубопроводом высокого давлени , в котором установлен клапан
высокого давлени и регул тор расхода. Вал дополнительного насоса горючего через
мультипликатор соединен с валом турбонасосного агрегата. После клапана горючего
подсоединена система продувки инертным газом. Камера сгорани и газогенератор
оснащены запальными устройствами, соединенными электрическими св з ми с блоком
системы управлени . Клапаны окислител и горючего, клапан высокого давлени и
регул тор расхода соединены электрическими св з ми с блоком управлени .
Сущность изобретени по сн етс чертежом.
Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорани 1 и турбонасосный агрегат
2 - ТНА. Турбонасосный агрегат 2, в свою очередь, содержит насос окислител 3, насос
горючего 4, пусковую турбину 5, дополнительный насос горючего 6, вал которого 7
соединен мультипликатором 8, размещенным в корпусе мультипликатора 9 с валом 10
турбонасосного агрегата 2, основную турбину 11, выполненную в верхней части
турбонасосного агрегата 2. Газогенератор 12 установлен над камерой сгорани 1 соосно
с ней. Камера сгорани 1 содержит сопло 13, выполненное из двух оболочек и зазором
"А" между ними, и головку камеры сгорани 14, внутри которой выполнены наружна плита
15 и внутренн плита 16 с полостью "Б" между ними. Внутри головки камеры сгорани 14
установлены форсунки окислител 17 и форсунки горючего 18. Форсунки окислител 17
Страница: 5
RU 2 300 657 C1
5
10
15
20
25
30
35
40
45
сообщают полость "В" с внутренней полостью "Д" камеры сгорани 1, а форсунки горючего
18 сообщают полость "Б" с внутренней полостью "Д" камеры сгорани 1. На наружной
поверхности камеры сгорани 1 установлен коллектор горючего 19, от которого отход т
топливопроводы 20 к нижней части сопла 13. К коллектору горючего 19 подключен выход
из клапана горючего 21, вход которого трубопроводом 22 соединен с выходом из насоса
горючего 4. Выход из насоса горючего 4 также соединен со входом в дополнительный
насос горючего 6, выход из которого трубопроводом высокого давлени 23 через
регул тор расхода 24, выполненный с приводом 25, и клапан высокого давлени 26
соединен с газогенератором 2, конкретно - с полостью "Е". Выход из насоса окислител 3 трубопроводом окислител 27 через клапан окислител 28 тоже соединен с
газогенератором 12, конкретно с его полостью "Ж". На головке 14 камеры сгорани 1
установлены запальные устройства 29 (электрозапальные или пирозапальные), а на
газогенераторе - запальные устройства 30. Запальных устройств может быть применено по
одному или по несколько штук и на камере сгорани 1, и на газогенераторе 12. К
пусковой турбине 5 подстыкована пиротехническа шашка 31 с запальником 32 и
выхлопна труба 33. К основной турбине 11 подключен трубопровод подачи воздуха
высокого давлени 34 с клапаном 35 и трубопровод сброса 36. К коллектору горючего 19
подсоединен трубопровод продувки 37 с клапаном 38. Жидкостный ракетный двигатель
имеет блок управлени 39. Блок управлени 39 соединен электрическими св з ми с
запальными устройствами 29 и 30, клапаном горючего 21, клапаном окислител 28,
приводом регул тора расхода 25, клапаном высокого давлени 26, запальником 32. При
запуске ЖРД с блока управлени 39 подаютс электрические сигналы на запальник 32.
Твердое топливо пиротехнической шашки 31 воспл мен етс , и продукты его сгорани подаютс на пусковую турбину 5 и раскручивают ТНА 2. Давление окислител и горючего
на выходе из насосов окислител 3, насоса горючего 4 и дополнительного насоса
горючего 6 возрастает. Подаетс сигнал на открытие клапанов 21, 26 и 28. Окислитель и
горючее поступают в камеру сгорани 1 и газогенератор 12. Подаетс сигнал на
запальные устройства 29 и 30, топливна смесь в камере сгорани 1 и в газогенераторе
12 воспламен етс . Двигатель запустилс . Регул тором расхода 24 осуществл ют
регулирование режима его работы путем изменени соотношени компонентов топлива в
газогенераторе 12.
При выключении двигател с блока системы управлени подаетс сигнал на клапаны 21,
26 и 28 и 35, которые закрываютс . Потом подаетс сигнал на открытие продувочного
клапана 38, и инертный газ по трубопроводу продувки 37 через продувочный клапан 38
поступает в топливный коллектор 19 и далее в полость "А" дл удалени остатков
горючего.
Применение изобретени позволило:
1. Упростить пневмогидравлическую схему двигател .
2. Повысить надежность двигател за счет упрощени схемы управлени .
3. Увеличить мощность и улучшить удельные характеристики ЖРД за счет более
полного сгорани топлива, что обеспечиваетс его двухстадийным сжиганием в
газогенераторе и в камере сгорани .
4. Уменьшить вес двигател .
5. Улучшить запуск и выключение двигател за счет применени пусковой турбины и
запальников.
6. Предотвратить высокочастотные и низкочастотные колебани в камере сгорани за
счет размещени газогенератора соосно с камерой сгорани и непосредственно над ней.
7. Обеспечить очистку от остатков горючего рубашки охлаждени камеры сгорани (зазор "А") после выключени двигател .
50
Формула изобретени 1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорани с трактом
регенеративного охлаждени , турбонасосный агрегат с основной турбиной и насосами
Страница: 6
CL
RU 2 300 657 C1
5
10
15
20
окислител и горючего, у которого выход из насоса горючего соединен через клапан
горючего с камерой сгорани , а выход из насоса окислител через клапан окислител соединен с газогенератором, отличающийс тем, что газогенератор установлен над
камерой сгорани , а турбонасосный агрегат содержит дополнительный насос горючего,
вход которого соединен с выходом из насоса горючего, а выход соединен с
газогенератором трубопроводом высокого давлени , в котором установлен клапан
высокого давлени и регул тор расхода.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийс тем, что вал дополнительного
насоса горючего через мультипликатор соединен с валом турбонасосного агрегата.
3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийс тем, что после клапана
горючего подсоединена система продувки инертным газом.
4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийс тем, что камера
сгорани и газогенератор оснащены запальными устройствами, соединенными
электрическими св з ми с блоком системы управлени .
5. Жидкостный ракетный двигатель по п.3, отличающийс тем, что клапаны окислител и
горючего, клапан высокого давлени и регул тор расхода соединены электрическими
св з ми с блоком управлени .
6. Жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийс тем, что клапаны окислител и
горючего, клапан высокого давлени и регул тор расхода соединены электрическими
св з ми с блоком управлени .
25
30
35
40
45
50
Страница: 7
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
0
Размер файла
171 Кб
Теги
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа