Claims (11)
1. Кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель с тепловым модулем, содержащий камеру двигателя с корпусом, трактом регенеративного охлаждения и смесительной головкой, турбонасосный агрегат с турбиной, на валу которой установлены насосы горючего и окислителя, выходы которых соединены со смесительной головкой камеры, при этом турбина турбонасосного агрегата (ТНА) соединена с трактом регенеративного охлаждения, которые вместе с подогревателем рабочего тела турбины, конденсатором, установленным в выходной магистрали насоса окислителя, и циркуляционным насосом включены в замкнутый контур рабочего тела турбины, причем указанный подогреватель соединен с выходом газогенератора, смесительная головка которого соединена с выходными магистралями насосов окислителя и горючего, а выход газа из подогревателя соединен с выходной магистралью насоса окислителя, отличающийся тем, что газогенератор и подогреватель рабочего тела турбины выполнены в виде единого теплового модуля, представляющего собой корпус, на входе которого установлена смесительная головка с коллекторами подвода окислителя и избыточного горючего с размещенной внутри корпуса реакционной камерой и выходной патрубок, который соединен с напорной магистралью насоса окислителя, при этом внутри реакционной камеры по всей ее длине установлены теплообменные элементы, соединенные, с магистралью подвода рабочего тела на турбину ТНА, причем по длине корпуса теплового модуля выполнены пояса дожигания избыточного горючего, которые соединены с реакционной камерой и с напорной магистралью насоса окислителя, при этом выход из реакционной камеры соединен с выходной магистралью насоса окислителя.1. An oxygen-kerosene liquid rocket engine with a thermal module, comprising an engine chamber with a housing, a regenerative cooling path and a mixing head, a turbopump unit with a turbine, on the shaft of which are installed fuel and oxidizer pumps, the outlets of which are connected to the mixing head of the chamber, the turbine being a turbopump unit (TNA) is connected to a regenerative cooling path, which, together with a turbine heater, a condenser, is installed in the output line of the oxide pump gas and a circulation pump are included in a closed circuit of the working fluid of the turbine, wherein said heater is connected to the outlet of the gas generator, the mixing head of which is connected to the output lines of the oxidizer and fuel pumps, and the gas outlet from the heater is connected to the output line of the oxidizer pump, characterized in that the gas generator and the turbine working fluid heater is made in the form of a single thermal module, which is a housing, at the input of which a mixing head with a collector is installed the supply of oxidizer and excess fuel with a reaction chamber located inside the housing and an outlet pipe that is connected to the pressure line of the oxidizer pump, while heat exchange elements are installed inside the reaction chamber along its entire length, connected to the supply line of the working fluid to the turbine turbine, overburning belts of excess fuel are made to the length of the housing of the thermal module, which are connected to the reaction chamber and to the pressure line of the oxidizer pump, while the exit from the reaction chamber with one with the pump output pipe oxidant.
2. ЖРД по п.1, отличающийся тем, что в замкнутом контуре, между входом в циркуляционный насос и выходом конденсатора, установлен ресивер.2. The rocket engine according to claim 1, characterized in that in a closed circuit between the inlet to the circulation pump and the output of the condenser, a receiver is installed.
3. ЖРД по п.1, отличающийся тем, что на магистрали кислорода в обвод конденсатора установлен байпасный трубопровод с управляемым клапаном.3. The liquid propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that a bypass pipe with a controlled valve is installed on the oxygen line in the bypass of the condenser.
4. ЖРД по п.1, отличающийся тем, что приводом циркуляционного насоса является автономная турбина, включенная в указанный контур на выходе турбины турбонасосного агрегата.4. The liquid propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that the circulation pump is driven by an autonomous turbine included in the specified circuit at the turbine output of the turbopump assembly.
5. ЖРД по п.1, отличающийся тем, что между входом и выходом турбины циркуляционного насоса установлена байпасная магистраль, снабженная регулирующим органом.5. The rocket engine according to claim 1, characterized in that between the inlet and outlet of the turbine of the circulation pump, a bypass line is installed, equipped with a regulatory body.
6. ЖРД по п.1, отличающийся тем, что циркуляционный насос снабжен дополнительным автономным приводом.6. The rocket engine according to claim 1, characterized in that the circulation pump is equipped with an additional autonomous drive.
7. ЖРД по п.1, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела замкнутого контура используется водоаммиачная смесь (до 35 вес.% аммиака).7. The liquid propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that a water-ammonia mixture (up to 35 wt.% Ammonia) is used as a closed loop working medium.
8. Способ получения бессажевого высокотемпературного газа, основанный на сжигании в реакционной камере углеводородного горючего с жидким кислородом, отличающийся тем, что сжигание горючего осуществляют последовательными каскадами ввода окислителя, при этом в начале каждого каскада за счет ввода окислителя обеспечивают температуру продуктов сгорания, максимально допустимую для стенок реакционной камеры, а затем охлаждают их до значений температуры, исключающих образование сажи, причем в последнем каскаде указанного процесса сжигания создают стехиометрическое соотношение образовавшихся продуктов сгорания.8. A method of producing a carbon-free high-temperature gas based on the combustion of hydrocarbon fuel with liquid oxygen in the reaction chamber, characterized in that the fuel is burned by successive stages of the oxidizer inlet, while at the beginning of each stage, the temperature of the combustion products is ensured by the temperature of the combustion products, which is the maximum allowable the walls of the reaction chamber, and then cool them to temperatures that exclude the formation of soot, moreover, in the last stage of this combustion process create a stoichiometric ratio of combustion products formed.
9. Способ по п.12, отличающийся тем, что в качестве углеводородного горючего используют жидкий керосин, а в качестве окислителя - жидкий кислород.9. The method according to p. 12, characterized in that liquid kerosene is used as the hydrocarbon fuel, and liquid oxygen is used as the oxidizing agent.
10. Тепловой модуль, содержащий корпус, смесительную головку с патрубками подвода жидкого углеводородного горючего и жидкого окислителя, реакционную камеру и патрубок отвода горячих газов из реакционной камеры, отличающийся тем, что внутри реакционной камеры установлены теплоотводящие элементы, подключенные к замкнутому контуру рабочего тела турбины, а в корпусе теплового модуля выполнены кольцевые пояса поэтапного ввода жидкого окислителя в реакционную камеру, при этом расстояние между указанными поясами подбирают исходя из того, чтобы в конце каждого каскада сжигания температура продуктов сгорания не была ниже температуры начала образования сажи.10. A thermal module comprising a housing, a mixing head with nozzles for supplying liquid hydrocarbon fuel and a liquid oxidizer, a reaction chamber and a nozzle for removing hot gases from the reaction chamber, characterized in that heat-removing elements are installed inside the reaction chamber connected to a closed loop of the turbine working medium, and in the case of the thermal module, annular belts of the phased introduction of a liquid oxidizer into the reaction chamber are made, while the distance between these belts is selected based on to the end of each stage of combustion combustion temperature does not fall below the onset temperature of soot.
11. Тепловой модуль по п.9, отличающийся тем, что его корпус выполнен за одно целое с теплоотводящими элементами.11. The thermal module according to claim 9, characterized in that its body is made in one piece with heat-removing elements.