ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
LIQUID-PROPELLANT ENGINE

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 жидкостный ракетный двигатель, содержащий регенеративно охлаждаемую камеру с трактом охлаждения, образованным профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, агрегаты управления (М.В.Добровольский и др. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования. - М.: Высшая школа, 1968 г., раздел 6.2, стр. 224 - прототип).
Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через критическое сечение.
Для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение горячими газами, отбираемыми из камеры сгорания.
Основными недостатками данного двигателя являются недостаточно высокие массово-габаритные характеристики и сложность пневмогидравлической схемы, связанные с тем, что для подачи компонентов топлива в смесительную головку используется турбонасосный агрегат, турбина которого приводится во вращение струей газов, истекающих из камеры сгорания. Газы имеют высокую температуру, что приводит к ухудшению условий работы турбины турбонасосного агрегата, что в конечном итоге приводит к увеличению массы и ухудшению массово-габаритных характеристик двигателя.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков и создание ЖРД, конструкция которого позволит значительно упростить пневмогидравлическую схему и улучшить массово-габаритные характеристики.
Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем регенеративно охлаждаемую камеру с трактом охлаждения, образованным профилированными внутренней и наружной обечайками, скрепленными между собой, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами подачи компонентов топлива в смесительную головку камеры, агрегаты управления, согласно изобретению в профилированных обечайках камеры сгорания выполнен канал, проходящий через тракт охлаждения, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания, с другой - соединена с входной полостью турбины турбонасосного агрегата, при этом в полость канала открывается трубопровод подачи одного из компонентов топлива.
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.
Жидкостный ракетный двигатель содержит регенеративно охлаждаемую камеру 1 с трактом охлаждения 2, образованным профилированными внутренней 3 и наружной 4 оболочками, скрепленными между собой. На камере установлены турбонасосный агрегат 5 с турбиной 6 и насосами 7 подачи горючего и окислителя 8 компонентов топлива в смесительную головку камеры 9. В профилированных обечайках камеры сгорания выполнен канал 10, проходящий через тракт охлаждения 2, полость которого, с одной стороны, сообщается с полостью камеры сгорания 1, с другой - соединена с входной полостью турбины 6 - турбонасосного агрегата, при этом в полость канала 10 открывается трубопровод 11 подачи одного из компонентов топлива.
Предложенный ЖРД работает следующим образом.
Компоненты топлива подаются в смесительную головку 9 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 и улучшения условий работы лопаток турбины турбонасосного агрегата к потоку продуктов сгорания подмешивается из трубопровода 11 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.