ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2007 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения и турбонасосный агрегат - ТНА. ТНА содержит насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Насосы и турбины скомпонованы в два ТНА: основной и бустерный. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата, насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г (прототип), который содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего (дополнительного насоса горючего) соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком такой схемы является низкая надежность уплотнения между основным и дополнительным насосами горючего из-за действия на них большого перепада давления: 300...400 кгс/см² для современных ЖРД.

Задачи создания изобретения: повышение надежности ТНА за счет полной герметичности уплотнения между насосом горючего и дополнительным насосом горючего.

Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что турбонасосный агрегат ракетного двигателя, содержащий установленные на валу детали ротора турбонасосного агрегата крыльчатку насоса окислителя, крыльчатку насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, и дополнительный насос горючего с валом и крыльчаткой дополнительного насоса горючего, между валом турбонасосного агрегата и валом дополнительного насоса горючего выполнена магнитная муфта. На валу турбонасосного агрегата установлен ведущий диск магнитной муфты, а на валу дополнительного насоса горючего установлен ведомый диск магнитной муфты. Между ведущим и ведомым диском магнитной муфты выполнена перегородка из немагнитного материала. Перегородка из немагнитного материала совмещена с корпусом дополнительного насоса горючего. Ведущий и ведомый диски, а также перегородка могут быть выполнены сферической формы и/или с оребрением.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта - абсолютной герметичности ДНГ.

Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1...3, где на фиг.1 приведена схема ТНА; на фиг.2 и 3 - варианты исполнения магнитной муфты.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя ТНА 1 содержит вал ТНА 2, на котором установлены детали ротора ТНА: крыльчатка насоса окислителя 3, крыльчатка насоса горючего 4 и рабочее колесо турбины 5. Все детали ротора ТНА размещены внутри корпуса ТНА 6. Дополнительный насос горючего 7, имеющий крыльчатку дополнительного насоса горючего 8 и вал дополнительного насоса горючего 9, выполнен соосно с ТНА 1 и установлен на стороне, противоположной рабочему колесу турбины 5. Крыльчатка дополнительного насоса горючего 8 установлена в корпусе дополнительного насоса горючего 10, полость которого "Б" герметизирована относительно полости ТНА "А". Между крыльчаткой насоса горючего 4 и дополнительным насосом горючего 7 в корпусе ТНА 6 установлена магнитная муфта 11. Магнитная муфта 11 состоит из ведущего диска магнитной муфты 12, которая установлена в корпусе ТНА 6 и ведомого диска магнитной муфты 13, которая установлена в корпусе дополнительного насоса горючего 10. Между дисками магнитной муфты 12 и 13 выполнена перегородка из немагнитного материала 14, например из немагнитной стали. Таким образом, полости насоса горючего "А" и полость дополнительного насоса горючего "Б" полностью герметизированы друг относительно друга.

Газогенератор 15 установлен соосно с ТНА 1 над сопловым аппаратом турбины 16. Газогенератор 15 содержит головку газогенератора 17, внутри которой выполнены наружная плита 18 и внутренняя плита 19 с полостью "В" над ними и полостью "Г" между ними. Внутри головки газогенератора 17 установлены форсунки окислителя 20 и форсунки горючего 21. Форсунки окислителя 20 сообщают полость "В" с внутренней полостью газогенератора "Д", а форсунки горючего 21 сообщают полость "Г" с внутренней полостью газогенератора "Д". На наружной поверхности газогенератора 15 установлен коллектор горючего 22, к которому подходит топливопровод высокого давления 23 от дополнительного насоса горючего 7. В линии трубопровода высокого давления 23 установлен клапан высокого давления 24 и регулятор расхода 25 с приводом регулятора расхода 26. Выход из крыльчатки насоса горючего 4 соединен трубопроводом 27 с входом в дополнительный насос горючего 7 и с камерой сгорания (камера сгорания на фиг.1 не показана).

Выход из крыльчатки насоса окислителя 3 трубопроводом окислителя 28 через клапан окислителя 29 соединен с полостью "В" газогенератора 15. На газогенераторе 15 установлены одно или несколько запальных устройств 30. Блок управления 31 соединен электрическими связями с запальными устройствами 30, клапаном высокого давления 24, клапаном окислителя 29 и приводом регулятора расхода 26.

Ведущий и ведомый диски магнитной муфты 12 и 13 могут быть выполнены с оребрением 32 (фиг.2 и 3) для увеличения прочности корпуса ТНА 6 и корпуса дополнительного насоса горючего 10 Для уменьшения толщины перегородки из немагнитного материала она, а также полумуфты 12 и 13 могут быть выполнены сферическими и/или с оребрением 32 (фиг.1...3).

При запуске ЖРД с блока управления 31 подаются электрические сигналы на клапаны 24 и 29 и запальное (запальные) устройства 30. Окислитель и горючее из крыльчаток насосов 3, 4 и 7 самотеком поступает в газогенератор 15, где воспламеняется, продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 5, давление на выходе из крыльчаток насосов 3 и 4 возрастает. Часть топлива (около 10%) поступает в дополнительный насос горючего 7, где его давление значительно увеличивается. Дополнительный насос горючего 7 приводится во вращение ведомым диском 13 магнитной муфты 11. Вследствие этого из-за отсутствия уплотнения по валу дополнительного насоса горючего 9 его надежность возрастает. При давлении на входе в крыльчатку насоса горючего 3 порядка Р₁=2...4 кгс/см², на выходе из крыльчатки насосов горючего 4 Р₂=300 кгс/см² и при давлении на выходе из дополнительного насоса горючего 7 примерно Р₃=700 кгс/см² возникший между ними перепад давления примерно в 400 кгс/см² воспринимается перегородкой из немагнитного материала 14. Уплотнение, применяющееся в прототипе, отсутствует, но на крыльчатку дополнительного насоса горючего 8 передается крутящий момент с вала ТНА 2.

Применение изобретения позволило:

1. Повысить надежность ТНА за счет отсутствия уплотнения по валу дополнительного насоса горючего и его полной герметичности за счет применения магнитной муфты.

2. Упростить кинематическую схему ТНА за счет отказа от редуктора.

3. Уменьшить общий вес ТНА за счет исключения редуктора и его корпуса.

4. Уменьшить давление и утечку горючего в дренаж из редуктора и из полости между насосами окислителя и горючего.

5. Улучшить пожаробезопасность ТНА за счет:

- уменьшения вероятности контакта окислителя и горючего в полости между насосами окислителя и горючего,

- исключения из конструкции системы охлаждения редуктора пожароопасным компонентом ракетного топлива - горючим.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Турбонасосный агрегат (THA) ракетного двигателя, содержащий установленные на валу детали ротора турбонасосного агрегата: крыльчатку насоса окислителя, крыльчатку насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, и дополнительный насос горючего с валом и крыльчаткой дополнительного насоса горючего, отличается тем, что между ротором турбонасосного агрегата и ротором дополнительного насоса горючего выполнена магнитная муфта. На валу турбонасосного агрегата установлен ведущий диск магнитной муфты, а на валу дополнительного насоса горючего установлен ведомый диск магнитной муфты. Между ведущим и ведомым диском магнитной муфты выполнена перегородка из немагнитного материала. Перегородка из немагнитного материала совмещена с корпусом дополнительного насоса горючего. Перегородка, ведущий и ведомый диски могут быть выполнены сферической формы и/или с оребрением. Изобретение обеспечивает повышение надежности ТНА. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Турбонасосный агрегат ракетного двигателя, содержащий установленные на валу детали ротора турбонасосного агрегата: крыльчатку насоса окислителя, крыльчатку насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, и дополнительный насос горючего с валом и крыльчаткой дополнительного насоса горючего, отличающийся тем, что между валом турбонасосного агрегата и валом дополнительного насоса горючего выполнена магнитная муфта.2. Турбонасосный агрегат ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что на его валу установлен ведущий диск магнитной муфты, а на валу дополнительного насоса горючего установлен ведомый диск магнитной муфты.3. Турбонасосный агрегат ракетного двигателя по п.2, отличающийся тем, что между ведущей и ведомым диском магнитной муфты выполнена перегородка из немагнитного материала.4. Турбонасосный агрегат ракетного двигателя по п.3, отличающийся тем, что перегородка из немагнитного материала совмещена с корпусом дополнительного насоса горючего.5. Турбонасосный агрегат ракетного двигателя по п.4, отличающийся тем, что перегородка из немагнитного материала, ведущий и ведомый диски выполнены сферической формы и/или с оребрением.