ТУРБОНАСОСНАЯ СИСТЕМА ПИТАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2005 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к устройству систем питания ЖРД с турбонасосной подачей двухкомпонентного топлива, состоящего из раздельно хранимых окислителя и горючего.

Известна турбонасосная система питания ЖРД, включающая магистрали разноименных топливных компонентов; магистрали газа и газогенератор (ГГ); основной турбонасосный агрегат (ТНА) с многоступенчатым насосом топливного компонента и приводной газовой турбиной; установленный перед основным бустерный ТНА с насосом топливного компонента и приводной гидротурбиной, питаемой от n-й ступени основного насоса; соединительную магистраль между выходом n-й ступени и входом (n+1)-й ступени основного насоса: см. Тимнат И., Ракетные двигатели на химическом топливе. Пер. с англ., М., Мир, 1990, с.252.

Известная система питания, являющаяся прототипом изобретения, обеспечивает получение высоких энергетических параметров ЖРД при низком давлении топливных компонентов (окислителя и горючего) на входе в двигатель, что позволяет создавать ракетные аппараты с легкими, тонкостенными топливными баками. Однако известная система питания характеризуется конструктивной сложностью и имеет большую массу, что связано с наличием в бустерном ТНА гидротурбины, выход которой соединен с входом основного насоса. Указанная гидротурбина рассчитана на срабатывание большого перепада давлений (в конкретном случае π_т=10), что требует соответственно большого количества турбинных ступеней (n=5). По этой причине бустерный ТНА имеет сложную и тяжелую конструкцию. Дополнительное возрастание массы системы подачи вызвано большими габаритами основного насоса из-за проходящей через него дополнительной массы компонента (в конкретном случае 21% от расхода через двигатель).

Изобретение решает техническую задачу упрощения системы питания ЖРД с одновременным снижением ее массы.

Поставленная техническая задача решается тем, что в турбонасосной системе питания ЖРД, включающей магистрали разноименных топливных компонентов; магистрали газа и газогенератор; основной ТНА с многоступенчатым насосом топливного компонента и приводной газовой турбиной; установленный перед основным бустерный ТНА с насосом топливного компонента и приводной гидротурбиной, питаемой от n-й ступени основного насоса; соединительную магистраль между выходом n-й ступени и входом (n+1)-й ступени основного насоса, согласно изобретению рабочий тракт гидротурбины размещен в соединительной магистрали, причем гидротурбина выполнена одноступенчатой.

В частных случаях изобретения:

- гидротурбина сообщена с основным насосом через рабочий тракт другой гидротурбины в целях привода бустерного насоса другого топливного компонента;

- одна, общая, гидротурбина приводит бустерные насосы разноименных топливных компонентов.

При осуществлении изобретения ожидается технический результат, совпадающий с существом решаемой задачи.

Предложенная турбонасосная система питания ЖРД представлена схематично на чертеже. Система питания содержит основной ТНА с двухступенчатым насосом (центробежным) топливного компонента 1 (для определенности - жидкое метановое горючее) и приводной газовой турбиной 2, а также бустерный ТНА с насосом 3 и приводной гидротурбиной 4. Выход бустерного насоса соединен с входом основного насоса посредством топливной магистрали 5. Вход гидротурбины соединен с выходом первой ступени основного насоса посредством магистрали 6, а выход гидротурбины соединен с входом второй ступени того же насоса посредством магистрали 7. Таким образом, предусмотрена соединительная магистраль 6-7 между выходом n-й ступени и входом (n+1)-й ступени основного насоса, и в этой магистрали размещен рабочий тракт гидротурбины, которая выполнена одноступенчатой.

Основной насос питает камеру ЖРД и газогенератор (не показаны) по магистралям 8 и 9 соответственно. Генераторный газ поступает по патрубку 10 на турбину основного ТНА и после срабатывания на ней отводится по газоводу 11 в камеру на дожигание с остальной частью топлива ЖРД.

Система питания содержит также агрегаты для подачи другого компонента жидкого ракетного топлива (для определенности - кислородного окислителя). Эти агрегаты могут включать показанные в левой части чертежа бустерный насос 12 с приводной гидротурбиной 13. Она питается по патрубку 14 отработавшим телом гидротурбины 4 с последующим сбросом его по магистрали 15 на вход второй ступени насоса 1. В правой части чертежа представлен вариант привода бустерного насоса 12 (вместе с бустерным насосом 3) от гидротурбины 4.

Описанная система питания функционирует следующим образом. Топливный компонент (для определенности - жидкое метановое горючее) под давлением (p₁) в несколько атмосфер поступает из бака ракетного аппарата в бустерный насос 3, где давление компонента повышается в несколько раз (до p₂), и по магистрали 5 он поступает в первую ступень основного насоса 1. Из нее под давлением в сотни атмосфер (р₃) компонент подается по магистрали 6 на гидротурбину 4 для привода бустерного насоса 3. При срабатывании на гидротурбине давление жидкого рабочего тела снижается на несколько десятков атмосфер (до р₄), и оно отводится по магистрали 7 на вход второй ступени насоса 1. Из нее под давлением p₅, превышающем величину р₃, топливный компонент (то есть жидкое метановое горючее) подается в ГГ и в камеру. В ГГ подается также (не показанным на чертеже основным насосом) другой компонент жидкого ракетного топлива (в конкретном примере - жидкий кислородный окислитель), и при сгорании горючего с окислителем вырабатывается газ (с температурой около 1000 К), приводящий турбину основного ТНА. Отработавший газ дожигается с остальной частью топлива ЖРД в камере (при давлении р_к >10 МПа), создавая тягу при последующем истечении из реактивного сопла.

Существо изобретения не исчерпывается приведенной на чертеже схемой:

- основные насосы разноименных топливных компонентов (окислителя и горючего) могут приводиться от общей газовой турбины или от собственных турбин;

- количество рабочих колес в насосах и турбинах может быть различным;

- основной насос 1 может иметь различное число ступеней, то есть в общем случае рабочий тракт гидротурбины 4 размещен в магистрали соединяющей n- и (n+1)-ю ступени указанного насоса;

- камера может питаться от первой (или промежуточной) ступени основного насоса, равно как и охлаждающая рубашка камеры, и расходуемая на эти цели масса топливного компонента может не поступать в магистраль 6;

- отработавший на турбине генераторный газ может не дожигаться в камере, а сбрасываться в атмосферу через выхлопной патрубок и т.д.

Как явствует из описания, изобретение позволяет применить для привода бустерного насоса высокорасходную низкоперепадную гидротурбину с характерным для нее высоким кпд.

Эффективность изобретения видна на примере конкретного ЖРД с номинальной тягой 2 МН, с турбонасосной подачей двухкомпонентного топлива "кислород - метан".

При давлении в камере р_к=24 МПа система подачи этого ЖРД по линии горючего имеет следующие параметры: р₁=0,5 МПа, р₂=2,25 МПа, р₃=32 МПа, p₄=28 МПа, р₅=50 МПа. Таким образом, гидротурбина 4 характеризуется величиной π_т=p₃/р₄=32/28=1,14. Это значение реализуется в одной турбинной ступени при кпд=0,65, что для гидротурбины является высоким показателем. Применение в бустерном ТНА простой, одноступенчатой, конструкции гидротурбины, наряду с исключением "закольцованного" расхода топливного компонента через основной насос, позволяет упростить и облегчить турбонасосную систему питания ЖРД.

Таким образом, ожидаемый технический результат от изобретения подтвержден.

Турбонасосная система питания жидкостного ракетного двигателя включает магистрали разноименных топливных компонентов, магистрали газа и газогенератор. Перед основным турбонасосным агрегатом с многоступенчатым насосом топливного компонента и приводной газовой турбиной установлен бустерный турбонасосный агрегат с насосом топливного компонента и приводной одноступенчатой гидротурбиной, питаемой от n-й ступени основного насоса. Рабочий тракт гидротурбины размещён в соединительной магистрали между выходом n-й и входом (n+1)-й ступени основного насоса. Изобретение позволит упростить систему питания и снизить массу жидкостного ракетного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Турбонасосная система питания жидкостного ракетного двигателя, включающая магистрали разноименных топливных компонентов; магистрали газа и газогенератор: основной турбонасосный агрегат с многоступенчатым насосом топливного компонента и приводной газовой турбиной; установленный перед основным бустерный турбонасосный агрегат с насосом топливного компонента и приводной гидротурбиной, питаемой от n-ной ступени основного насоса; соединительную магистраль между выходом n-й и входом (n+1)-й ступени основного насоса, отличающаяся тем, что рабочий тракт гидротурбины размещён в соединительной магистрали, причём гидротурбина выполнена одноступенчатой.2. Турбонасосная система питания жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что гидротурбина сообщена с основным насосом через рабочий тракт другой гидротурбины - в целях привода бустерного насоса другого топливного компонента.3. Турбонасосная система питания жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что одна, общая, гидротурбина приводит бустерные насосы разноименных топливных компонентов.