Motorul este proiectat pentru vehicule spațiale și blocuri rachetă de rapel folosind un oxidator criogenic - oxigen lichid și carburant cu hidrocarburi. Motorul rachetei cuprinde o cameră de ardere (1) cu o duză (3), turbopumps oxidant (7) uglovodorodnogo combustibil (9) de la colectorul de servicii (12, 13) conectate la turbinele de antrenare (10, 14) și un generator de gaz (11) cu o manta de răcire (15). Intrarea generatorului de gaz este conectată la liniile de curgere ale oxidantului și combustibilului, iar intrarea mantalei de răcire este conectată la linia principală de curgere a combustibilului. Camera de ardere care are o conductă de răcire (4) conectat la ieșirea de răcire gazeificatorului mantaua, conectarea la capul de amestecare (2) al camerei de ardere. Trecând prin mantaua de răcire a curentului generator de gaz principal de combustibil hidrocarbonat răcește gazul produs la o temperatură care asigură rezistența la căldură a paletelor turbinei prin arderea combustibilului în carburator cu un raport optim de componente, ceea ce mărește eficiența expander muncii. 1il.
Desene la brevetul RF 2118684
Invenția se referă la o inginerie rachetă spațială și se referă la construcția motoarelor cu lichid pentru rachete (LRE), care operează la combustibil criogenic, în special forța de tracțiune a motorului racheta mai mică de 5 sunt pentru boostere rachete și nave spațiale folosind ca componente combustibile comburant criogenice - oxigen lichid și hidrocarburi combustibile.
motor rachetă cu combustibil lichid constituite dintr-o cameră de ardere cu duza, turbopumps comburantului combustibil și consumabile magistralelor ale acestor componente, asociate cu o turbină de conducere și un generator de gaz, colectorul de serviciu al unei componente de combustibil este conectat la camera de ardere și este conectată în paralel cu linia de intrare a generatorului de gaz, la acesta este conectat la al doilea colector de servicii de componente, și o ieșire conectată la intrarea turbinei generatorului de gaz, a cărui ieșire este conectată la camera de ardere (teoria de bază și modul de calcul al fluidului motoare de rachetă / Ed V.M.Kudryavtseva -M: .. High School, 1983, p 11, Figura 1.6) ... Când se utilizează cunoscut LRE în vehiculele spațiale sau ultimele etape ale vehiculului de lansare este utilizat în LRE criogenic de combustibil - oxigen lichid (agent oxidant) și un combustibil de hidrocarburi. Carburator este furnizat oxidant și întreaga parte a fluxului de combustibil, prin care se formează un generator de gaz, cu un exces foarte mare de oxidant (oxigen). Temperatura de admisie a turbinei cu gaz produs este de câteva sute de grade, iar presiunea gazului după turbina depășește presiunea din camera de ardere, este de zeci de atmosfere sau mai mult. Mai ales această problemă este de a LRE împingere mai mică de 5 sunt, atunci când, datorită efectului dimensiunii turbopumps scăderi a eficienței și necesită o creștere semnificativă a generatorului de temperatură a gazului pentru asigurarea presiunii acceptabile într-o cameră de ardere. La aceste temperaturi și presiuni și exces foarte mare de oxigen (raport masic de oxidant și combustibil> 10) generatoare de gaz are o activitate chimică extrem de ridicată a materialului turbinei, care poate provoca aprinderea cu turbopompe explozie ulterioară. Trebuie de asemenea, reduce durata de viață a turbinei din cauza uzurii sporită a componentelor sale. Se poate întâmpla, de asemenea, turbopumps deteriorarea etanșării arborelui și combustibil turbinei, ceea ce va duce la accidente LRE. Fiabilitatea acestei scheme expander poate fi îmbunătățită prin reducerea (de 2 ori), presiunea în camera de ardere. Cu toate acestea, acest lucru este asociat cu o creștere semnificativă a dimensiunilor camerei de ardere, ceea ce este inacceptabil, având în vedere restricții stricte asupra dimensiunilor pentru nave spațiale.
Cel mai aproape invenției este un motor cu combustibil criogenice lichid-propulsor, care cuprinde o cameră de ardere cu un comburant duză turbopompe criogenice și combustibil de hidrocarburi turbopompe asociat cu turbina si conectate prin linia de curgere în camera de ardere, și un generator de gaz având o intrare conectată la oxidantului alimentare și combustibil, și o ieșire conectată la conducta de admisie a turbinei cu o țeavă de eșapament ( "Space". Encyclopedia. / Ed. VPGlushko. -M. sovietice Encyclopedia, 1985, p. 217). În această cantitate de bază LRE de componente combustibile (oxigen lichid și kerosen) după turbopumps intră în camera de ardere, și o mică parte din aceste componente este livrat către gazeificator (circuitul deschis LRE). În acest caz, deoarece numai o parte a oxidantului este oarecum reactivitate redusa gaz generator de energie este introdus în gazeificator. De asemenea, a redus presiunea gazului din sistemul de evacuare a turbinei așa cum se face în mediu. Acest lucru face posibilă îmbunătățirea condițiilor de lucru ale turbinei și creșterea siguranței în exploatare a motorului. Un dezavantaj al acestei expander este că arderea combustibilului în carburator nu este realizată la raportul stoichiometric optim al componentelor, și cu un mare exces sau deficit de oxidant. Acest lucru se datorează faptului că, pentru a asigura rezistența la căldură a paletelor turbinei trebuie să mențină temperatura gazului produs este semnificativ mai mică decât temperatura din camera de ardere LRE. Ca rezultat, energia chimică a combustibilului furnizat către generatorul de gaz nu este utilizat în totalitate, ceea ce reduce eficiența LRE. In plus, modul oxidativ în gazeificator mare exces de oxigen determină reactivitatea ridicată a generatorului de gaz, provocând creșterea uzurii componentele turbinei. În regimul de reducere cu un deficit mare de oxidanți ( <0,1) в генераторном газе образуется большое количество сажи, ухудшающей работу турбины из-за эрозии лопаток и закоксовывания ее поверхности. Недостатком данного ЖРД является также то, что турбонасосы окислителя и горючего соединены в едином турбонасосном агрегате (ТНА), поскольку их привод осуществляется от одной общей турбины. Совместная компоновка высокотемпературной турбины и насоса криогенного окислителя приводит к повышенным энергозатратам при предварительном захолаживании этого насоса, которое производится перед запуском ТНА. При этом в данном ЖРД газогенератор и ТНА с целью снижения теплопритоков размещаются на удалении от бака криогенного окислителя, что приводит к удлинению магистрали окислителя и вызывает необходимость установки на ней дополнительного (бустерного) насоса.
Obiectul invenției este acela de a crește motorul cu rachetă de lichid cu consum de combustibil care funcționează pe combustibil criogenic prin creșterea completitudinii arderii combustibilului în generatorul de gaz și reducerea pierderilor din gazul de evacuare al gazului generator.
Acest obiectiv este atins prin faptul că motorul cu combustibil lichid combustibil criogenic, care cuprinde o cameră de ardere cu un oxidant criogenice duză turbopompe și combustibil de hidrocarburi turbopompe, conectate prin linia de curgere spre camera de ardere, o turbină și un generator de gaz având o intrare conectată la consumabile magistralelor comburantului și combustibil și o ieșire cuplată la o intrare a turbinei asociate cu pompa turbo de combustibil, conform invenției, prevăzut cu o a doua turbina conectata cu oxida turbo I, carburator este prevăzut cu o manta de răcire încorporat în cheltuielile liniei de combustibil, ieșirea primei turbine este cuplată la o intrare a doua turbină, a cărui ieșire este conectată la porțiunea transcritical a camerei de ardere a duzei.
Execuția în mantaua de răcire gazeificator încorporate în cheltuielile liniei de combustibil, permite arderea combustibilului la un raport optim, deoarece, în acest caz, mantaua de răcire a generatorului reduce temperatura gazului până la o valoare care exclude efectul său termic asupra primelor paletelor turbinei asociate cu combustibil turbo. În același timp, eficiența LPRE este mărită datorită unei creșteri semnificative a gradului de completare a arderii combustibilului în generatorul de gaze. Prezența unei a doua turbine, instalată în spatele primei turbine de-a lungul fluxului de gaz generator, face posibilă asigurarea unei mișcări individuale pentru pompa turbo a unui oxidant criogenic. Astfel, unitatea de LRE turbopompe cuprinde un independent (THA) și oxidant TSNA alimentarea cu combustibil, ceea ce facilitează în mod substanțial dispunerea LRE și reduce pierderile în funcționarea sa. În particular, este posibil să se instaleze oxidantul TNA pe rezervorul criogenic de oxidant, care permite scurtarea lungimii principiului criogenic al oxidantului și îndepărtarea pompei de rapel. Instalarea celei de a doua turbină pentru o primă turbină conectată la un generator de gaz, generatorul asigură o reducere semnificativă a temperaturii gazului care intră în turbopompei oxidantului, care poate reduce consumul de energie în timpul răcirii pompa înainte de a începe turbopompei oxidantului criogenice. Conectarea ieșirii din a doua turbină la porțiunea transcritical a duzei crește eficiența expandor muncii datorită posibilității extinderii în continuare și a crește viteza de evacuare a generatorului de gaz de evacuare a duzei.
Construcția motorului propus pentru rachete lichide este prezentată în desenul atașat.
Motorul rachetei cuprinde o cameră de ardere 1 la capul de amestecare 2 și o duză 3 având un traseu de 4 și colector inel de răcire 5 montat în partea supercritic a duzei 3. capul de amestecare al camerei de ardere 2 sunt conectate cheltuielile oxidantul colector 6, conectate printr-o pompă turbo comburant 7 cu rezervor comburant criogenice (nu este prezentat) și cheltuielile liniei de combustibil 8 conectate printr-o pompă turbo carburant 9 cu un rezervor de combustibil hidrocarbonat (nu este prezentat). combustibil Backbone 8 este conectat la capul de amestecare 2 prin conducta 4. răcire Turbopompă 9 are o turbină de antrenare 10 conectat la generatorul de gaz 11, intrarea care liniile 12 și 13 conectate la autostrăzi consumabile oxidant 6 și 8. Combustibilul este prevăzut și cu o a doua turbina expandor 14 asociat pompă 7 și un gaz generator de comburant turbo 11 are o manta de răcire 15 încorporate în cheltuielile liniei de combustibil 8 între pompa turbo 9 și camera de ardere 1. în acest caz, pompa turbo 7 la turbina 14 constituie o unitate de turbopompe (TPU) oxidant și Turbon 9 cu sos turbina 10 constituie un turbopompe combustibil. linie de ieșire 10 al turbinei 16 conectată la orificiul de intrare al doilea turbinei 14, care este conectată linia de ieșire 17 la colectorul inelar 5 instalat pe duza 3 a camerei de ardere. Autostrăzile consumabile comburant 6 și supapele cutoff de combustibil 8 sunt stabilite 18 și 19, precum și pe liniile 12 și 13 de alimentare pentru oxidantul gazeificatorului și cutoff de combustibil supapele 20 sunt instalate și 21.
În timpul funcționării, un oxidant extensor criogenice și combustibil hidrocarbonat sunt unitate turbopompe alimentate 1 în camera de ardere 6 pe autostrăzi și 8. În același timp, o mică parte a oxidantului și a combustibilului prin conductele 12 și 13 este alimentat la carburator 11 unde combustiei sub raport optim și temperaturi ridicate produse de ardere sunt răcite primar debitul de combustibil, care este alimentat în mantaua de răcire 15 a liniei de flux generator de gaz 8. gazul produs rezultat este furnizat de a conduce vehicule turbine 10 turbopompe combustibil 9, după care gaz oh uzat parțial prin conducta 16 este alimentat de a conduce turbinei 14 7. uzat oxidantului turbogenerator gazului prin colectorul inelar 5 este introdus în porțiunea transcritical a duzei 3, care accelerează fluxul principal al produselor de ardere la fluxul principal.
Astfel, în lucrarea propusă este furnizată unității turbopompe LRE (TPU) oxidant și combustibil la maximum a energiei chimice a combustibilului ars în carburator, creșterea eficienței motorului. Hrănirea debitului principal de combustibil hidrocarbonat în mantaua de răcire a generatorului de gaz, pentru a reduce temperatura gazului produs și eliminarea efectului termic asupra paletelor turbinei. de generare a gazelor de eșapament Introducere în porțiunea transcritical a camerei de ardere permite duzei pentru a reduce pierderea de 50% comparativ cu evacuarea de gaz printr-un gât turbină dedicat.
FORMULARUL INVENȚIEI
Un motor rachetă cu lichid propulsor cu oxigen lichid și un combustibil de hidrocarburi, care cuprinde o cameră de ardere cu un combustibil cu oxigen lichid turbo pompa hidrocarbură duză turbopompe, conectată prin linia de curgere spre camera de ardere, o turbină și un generator de gaz având o intrare conectată la consumabile magistralelor comburantului și combustibil, precum și o ieșire conectată la în turbină conectată la pompă turbo de combustibil, caracterizat prin aceea că acesta cuprinde o a doua turbină cuplată cu pompa comburant turbo, o camera de ardere are o conductă de răcire, și un gaz pentru generatoarele este prevăzut cu o manta de răcire, a cărei intrare este conectată la linia principală a fluxului de combustibil și o ieșire conectată la capul de amestecare al camerei de ardere prin calea de răcire.