Патент на изобретение №2391543

(54) СПОСОБ ПОДАЧИ ГАЗА НА ТУРБИНУ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ подачи газа на турбину турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя заключается в предварительной подаче компонентов топлива в смесительную головку устройства для их перемешивания, последующем поджиге образовавшейся смеси и подаче образовавшихся продуктов сгорания на лопатки турбины турбонасосного агрегата с последующим их расширением и выбросом в окружающую среду. Для привода турбины турбонасосного агрегата используют часть продуктов сгорания, образовавшихся в результате подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, которые отбирают из камеры сгорания, затем дополнительно добавляют к ним один из компонентов топлива для снижения общей температуры газового потока и полученный забалластированный поток газа направляют на лопатки турбины турбонасосного агрегата. В камеру подают расход компонентов топлива, равный суммарному расходу компонентов топлива через камеру для создания требуемой тяги и расходу компонентов топлива, необходимому для привода турбины турбонасосного агрегата. Изобретение обеспечивает упрощение пневмогидравлической системы и улучшение массово-габаритных характеристик. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одним из направлений в совершенствовании конструкции ЖРД является улучшение массово-габаритных характеристик газогенератора и турбонасосного агрегата, в частности способов подачи рабочего тела на лопатки турбины.

Известен способ подачи газа на турбину турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в предварительной подаче компонентов топлива в смесительную головку устройства для их перемешивания, последующем воспламенении образовавшейся смеси и подаче образовавшихся продуктов сгорания на лопатки турбины турбонасосного агрегата с последующим их расширением на лопатках турбины и выбросом в окружающую среду (М.В.Добровольский и др. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования, М.: Высшая школа, 1968 г., раздел 6.2, стр.224 – прототип).

Указанный способ реализуется следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через критическое сечение, при этом часть продуктов сгорания отбирается для привода турбонасосного агрегата.

Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение горячими газами, отбираемыми из камеры сгорания.

Основными недостатками данного способа является то, что для привода турбины используются продукты сгорания компонентов топлива с высокой температурой, что значительно ухудшает условия работы турбины турбонасосного агрегата, а также недостаточный расход отбираемых продуктов сгорания, что в конечном итоге приводит к увеличению массы и ухудшению массово-габаритных характеристик двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков и создание способа подачи газов на турбину ЖРД, применение которого позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему и улучшить массово-габаритные характеристики.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном способе подачи газа на турбину турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя, заключающемся в предварительной подаче компонентов топлива в смесительную головку устройства для их перемешивания, последующем поджиге образовавшейся смеси и подаче образовавшихся продуктов сгорания на лопатки турбины турбонасосного агрегата с последующим их расширением и выбросом в окружающую среду, согласно изобретению для привода турбины турбонасосного агрегата используют часть продуктов сгорания, образовавшихся в результате подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, которые отбирают из камеры сгорания, затем дополнительно добавляют к ним один из компонентов топлива для снижения общей температуры газового потока и полученный забалластированный поток газа направляют на лопатки турбины турбонасосного агрегата, при этом в камеру подают расход компонентов топлива, равный суммарному расходу компонентов топлива через камеру для создания требуемой тяги и расходу компонентов топлива, необходимому для привода турбины турбонасосного агрегата.

Сущность предложенного изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой разрез камеры ЖРД, на фиг.2 – принципиальная схема подачи расхода на лопатки турбины турбонасосного агрегата.

Предложенный способ реализуется следующим образом.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 8 камеры 1 и воспламеняются на выходе из смесительной головки, например, при помощи запального устройства. Поток продуктов сгорания компонентов топлива движется вдоль стенки профилированной внутренней оболочки 3 и поступает на вход в канал 10, проходящий через обе оболочки 3 и 4 и тракт охлаждения 2. Часть горячих газов поступает в канал 2 и движется по направлению к сопловому аппарату турбины 6 турбонасосного агрегата. Для снижения температуры продуктов сгорания, увеличения массового расхода и улучшения условий работы лопаток турбины турбонасосного агрегата к потоку продуктов сгорания подмешивается из трубопровода 10 часть расхода одного из компонентов, имеющего более низкую температуру, чем поток продуктов сгорания. Общая температура потока снижается, что приводит к увеличению срока службы лопаток турбонасосного агрегата.

Использование предложенного технического решения позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему ЖРД и улучшить массово-габаритные характеристики.

Формула изобретения

Способ подачи газа на турбину турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в предварительной подаче компонентов топлива в смесительную головку устройства для их перемешивания, последующем поджиге образовавшейся смеси и подаче образовавшихся продуктов сгорания на лопатки турбины турбонасосного агрегата с последующим их расширением и выбросом в окружающую среду, отличающийся тем, что для привода турбины турбонасосного агрегата используют часть продуктов сгорания, образовавшихся в результате подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, которые отбирают из камеры сгорания, затем дополнительно добавляют к ним один из компонентов топлива для снижения общей температуры газового потока и полученный забалластированный поток газа направляют на лопатки турбины турбонасосного агрегата, при этом в камеру подают расход компонентов топлива, равный суммарному расходу компонентов топлива через камеру для создания требуемой тяги и расходу компонентов топлива, необходимому для привода турбины турбонасосного агрегата.

РИСУНКИ