Method for afterburning of EXHAUST generator gas of turbine of turbo-pump unit of liquid rocket engine and DEVICE for its realization

摘要

Заявлено спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна та ракетний двигун для його застосування.Ракетний двигун містить в собі камеру згоряння з надзвуковим соплом, турбонасосну систему подачі компонентів палива в камеру згоряння, яка включає газогенератор, турбіну, насоси окислювача і пального. По трубопроводах окислювача і пального компоненти палива подаються до камери згоряння і до газогенератора. Вихлопний колектор турбіни з'єднано з кільцевим колектором вдуву в сопло відпрацьованого на турбіні генераторного газу, який розташовано у надзвуковій частині сопла і з'єднано кільцевою щілиною з проточною (внутрішньою) частиною сопла. Для забезпечення рівномірності і стабільності геометричних характеристик кільцевої щілини її стінки з'єднані ребрами жорсткості, які рівномірно розташовано по периметру щілини. Вхідні паливні колектори окислювача і пального з'єднано паливними трубопроводами із охолоджуючими трактами камери згоряння двигуна. Вихідні колектори охолоджуючих трактів камери з'єднані з форсуночною головкою камери згоряння.Із кільцевого колектора вдуву газ вдувають через кільцеву щілину сопла, що з'єднує внутрішню порожнину колектора з надзвуковим потоком сопла. Одночасно з кільцевим вдувом генераторного газу в надзвукову частину сопла подають рівномірно розподілений по периметру сопла окислюючий компонент палива.В надзвуковій частині сопла окислювач взаємодіє з вдуваним генераторним газом, що має великий надлишок пального, який таким чином допалюється, що підвищує реактивну тягу двигуна.[Заявлен способ дожига отра