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.
Для двигателей, работающих по схеме с дожиганием газа после турбины, существенным 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 превышающем 30 МПа.
В качестве прототипа рассматривается кислородно-водородный двигатель РД0120 (см. С.П. Усманский. Ракеты-носители, космодромы. М.: изд. «Рестарт+», 2001 г., с.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 также 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, выход из первой ступени которой соединен с форсуночной головкой камеры, согласно изобретению, выход из второй ступени турбины соединен со входом в корпус турбины бустерного насоса одного из компонентов топлива, выход из которой соединен со входом в двигатель или с окружающей средой.
Предполагаемое изобретение иллюстрируется схемами, приведенными на фиг.1, 2, 3, где показаны следующие агрегаты:
1 - камера сгорания;
2 - газогенератор;
3 - насос окислителя;
4 - бустерный насос горючего;
5 - насос горючего;
6 - первая ступень турбины;
7 - вторая ступень турбины;
8 - турбина бустерного насосного агрегата горючего;
9 - эжектор;
10 - смеситель;
11 - сопло.
Для упрощения схемы на фиг.1, 2, 3 не показаны агрегаты регулирования и управления, агрегаты системы поджига компонентов топлива в газогенераторе и камере двигателя, а также бустерный насосный агрегат окислителя.
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 1. Горючее, пройдя бустерный насос 4, поступает в основной насос 5. Из насоса 5 в газогенератор 2 поступает все горючее, прошедшее предварительно через охлаждающий тракт камеры. Выход из газогенератора связан со входом в первую ступень турбины 6, выход из которой связан как со входом в камеру 1, так и со входом во вторую ступень турбины 7, выход из которой связан со входом в корпус турбины 8 бустерного насосного агрегата горючего. Выход из корпуса турбины 8 связан со входом в бустерный насос горючего 4. При этом конструкция узла подвода горячего газа во входную магистраль двигателя может быть выполнена как в виде эжектора 9 (фиг.1), так и в виде смесителя 10 (фиг.2). Также возможен вариант сброса газа в окружающую среду через сопло 11 (фиг.3).
Двигатель работает следующим образом. Горючее поступает в бустерный насос 4, далее в основной насос 5 и после него в охлажающий 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 поступает в камеру и частично во вторую ступень турбины. Турбины начинают вращать насосы 3 и 5, давление за которыми повышается, двигатель выходит на расчетный режим. Для более эффективного использования энергетики газа, отобранного после второй ступени турбины, газ после нее сбрасывается на вход в турбину 8 бустерного насосного агрегата горючего, после которой газ поступает на вход в бустерный насос горючего 4. При этом в зависимости от параметров газа он может использоваться для эжектирования топлива, подаваемого на вход в двигатель (фиг.1), либо просто подмешиваться в топливо (фиг.2). В зависимости от требований, предъявляемых к двигателю, газ может сбрасываться через сопло 11 в окружающую среду (фиг.3).
Необходимо подчеркнуть, что при сбросе газа во входную магистраль двигателя параметры газа и параметры топлива, подаваемого на вход в двигатель, должны обеспечивать необходимые антикавитационные характеристики.