ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, РАБОТАЮЩИЙ ПО СХЕМЕ С ДОЖИГАНИЕМ ВОССТАНОВИТЕЛЬНОГО ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА
LIQUID ROCKET ENGINE OPERATING ON SCHEME WITH AFTERBURNING OF GENERATOR REDUCTION GAS

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа.
Двигатели с дожиганием генераторного газа позволяют получить повышенный удельный импульс по сравнению с открытой схемой. Охлаждение стенок камеры, как правило, осуществляется горючим.
При работе двигателя с дожиганием окислительного генераторного газа горючее после охлаждения камеры не находится под высоким давлением.
Недостатком этой схемы двигателя является то, что турбина не может работать при более высокой температуре. Кроме того, работоспособность восстановительного генераторного газа R (газовая постоянная) выше работоспособности окислительного генераторного газа.
В патенте на изобретение №2746029 описана конструкция камеры, работающей на восстановительном генераторном газе и жидком кислороде, в тракте охлаждения которой имеются полости с низким и высоким давлением, - принята за прототип.
В описанной конструкции горючее из полости низкого давления поступает в полость смесительной головки на охлаждение огневого днища. При этом энергетика горючего из полости низкого давления используется не эффективно, что ухудшает энергетические характеристики двигателя.
Этот недостаток устраняется предлагаемым изобретением, которое решает техническую задачу по повышению энергетической характеристики, при наличии в камере полости низкого давления.
Поставленная задача решается тем, что: жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, содержащий камеру с охлаждающим трактом высокого и низкого давления, турбонасосные бустерные агрегаты горючего и окислителя и турбонасосный агрегат, согласно изложенного, полость низкого давления тракта охлаждения соединена с входными полостями турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя, а выходные полости турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя соединены с входной полостью насоса горючего турбонасосного агрегата.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой, показанной на фиг. 1.
ЖРД, работающий с дожиганием восстановительного генераторного газа (фиг. 1), включает камеру 1 с охлаждающим трактом высокого давления 2 и низкого давления 3, турбонасосный бустерный агрегат горючего 4 с входной полостью турбины 5 и выходной полостью 6, турбонасосный бустерный агрегат окислителя 7 с входной полостью турбины 8 и выходной полостью 9, турбонасосный агрегат 10 с входной полостью 11 насоса горючего 12.
ЖРД работает следующим образом.
Соответствующие расходы горючего поступают в тракт охлаждения камеры с полостями высокого и низкого давления. Из полости низкого давления горючее поступает во входные полости турбин 5 и 8 турбонасосных бустерных агрегатов горючего 4 и окислителя 7. После срабатывания на турбинах перепада давления горючее из выходных полостей 6 и 9 поступает во входную полость 11 насоса горючего 12. Сработанный перепад на турбинах турбонасосных бустерных агрегатов обеспечивает подачу горючего и окислителя с повышенным давлением на входа насосов окислителя и горючего турбонасосного агрегата.
Предложенное техническое решение обеспечивает надежную работу двигателя, реализуя безкавитационную работу насосов окислителя и горючего турбонасосного агрегата и повышает энергетическую характеристику двигателя.