ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Одной из основных задач, стоящих при создании ЖРД, является повышение энергетических характеристик. Одним из путей повышения энергетических характеристик и уменьшения габаритов ЖРД является повышение уровня давления в камере сгорания. Однако с ростом давления в камере сгорания растет мощность топливных насосов и, соответственно растет потребная мощность турбины. Ограничением на этом пути является наличие порога роста температуры газа, приводящего в действие турбину.
Для двигателей, работающих по схеме с дожиганием газа после турбины, дополнительным ограничением является уровень давления перед турбиной, повышение которого сверх определенного уровня не дает положительного эффекта, поскольку прирост мощности турбины полностью гасится приростом потребной мощности насосов. В связи с этим все реально созданные ЖРД работают с уровнем давления в камере сгорания, не превышающим 30 МПа.
В качестве прототипа рассматривается кислородно-водородный двигатель РД0120 (см. «Ракеты-носители, космодромы», С.П. Уманский, 2001 г., изд. «Рестарт+», Москва, стр.52).
Указанный прототип выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа и имеет в своем составе: камеру сгорания, насосы горючего и окислителя, двухступенчатую турбину, газогенератор, работающий с избытком водорода, агрегаты управления и арматуру обвязки.
Недостатком прототипа является то, что мощность турбины ограничена уровнем температуры газа перед ней и отношением давлений на турбине, от которого существенно зависит мощность последней. Целью предлагаемого изобретения является повышение энергетических возможностей ЖРД, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа.
Поставленная цель достигается тем, что в ЖРД, содержащем камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, согласно изобретению, выход из первой ступени турбины сообщен с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен со входом в насос одного из компонентов топлива или с окружающей средой.
Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемой, приведенной на фиг.1, где показаны следующие агрегаты:
1. Камера двигателя.
2. Газогенератор.
Турбонасосный агрегат, который включает в себя:
3. Насос окислителя.
4. Насос горючего.
5. Первую ступень турбины.
6. Вторую ступень турбины.
Для упрощения схемы на фиг.1 не показаны агрегаты регулирования и управления, а также агрегаты системы поджига компонентов топлива в газогенераторе и камере двигателя.
Согласно схеме, представленной на фиг.1, двигатель состоит из камеры 1, питаемой газом из газогенератора 2, который, в свою очередь питается частью расхода окислителя из насоса 3, другая часть окислителя по трубопроводу направляется в камеру. Из насоса 4 в газогенератор поступает все горючее, прошедшее предварительно через охлаждающий тракт камеры 1. Выход из газогенератора связан со входом в первую ступень турбины 5, выход из которой связан как со входом в камеру 1, так и со входом во вторую ступень турбины, выход из которой связан со входом в насос горючего 4.
Двигатель работает следующим образом. Горючее поступает в насос 4 и далее в охлаждающий тракт камеры 1. Окислитель поступает в насос 3 и далее в газогенератор 2 и в камеру 1. Горючее, пройдя охлаждающий тракт, поступает в газогенератор 2, где они совместно с окислителем воспламеняются. Газогенератор вырабатывает газ (в приведенной схеме с избытком горючего). Газ поступает в первую ступень турбины, после которой сбрасывается в камеру и частично во вторую ступень турбины. Турбины начинают вращать насосы 3 и 4, давление за которыми повышается, двигатель выходит на расчетный режим. Для повышения перепада давления на второй ступени турбины газ после нее сбрасывается во входную магистраль горючего - магистраль с минимальным давлением. Как вариант, газ может сбрасываться в окружающую среду через сопло сброса 7 (фиг.2).