ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ЖИДКОСТНОЙ РАКЕТЫ Российский патент 2012 года по МПК F02K9/48 

Описание патента на изобретение RU2451199C1

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Известно, что основными составляющими жидкостной ракеты или разгонного блока являются топливные баки (окислителя и горючего), ЖРД, силовые элементы и система управления. Исходя из задачи минимизации массы топливных баков, при использовании насосной системы подачи топлива, давление в них назначают минимальным - обычно на уровне 0,15-0,35 МПа. Такого уровня давления недостаточно для бескавитационной работы высокооборотных лопастных насосов ЖРД, что заставляет разработчиков двигателей применять специальные низкооборотные дополнительные насосы, устанавливаемые между баком и основным насосом двигателя. Напор, создаваемый таким предвключенным насосом, составляет небольшую величину, необходимую лишь для обеспечения нормальной (бескавитационной) работы основного насоса (обычно 0,3-1,5 МПа). Конструктивное исполнение такого преднасоса может быть разным, вплоть до снабжения его индивидуальным турбоприводом и оформления его совместно с турбиной (газовой или гидравлической) в автономный конструктивно обособленный агрегат, называемый бустерным турбонасосным агрегатом (БТНА). БТНА может размещаться непосредственно на раме двигателя, а может размещаться на любом участке топливного трубопровода от бака до двигателя. По такой схеме работает множество ЖРД, например американский двигатель «Эроджет» тягой 182 т (Иностранные авиационные и ракетные двигатели, 1971 г, ЦИАМ, стр.473). Такое же техническое решение заложено в конструкцию двигателя SSME (см. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, с.225).

Предельным случаем является размещение БТНА непосредственно на выходной горловине бака. В этом случае максимально реализуются следующие преимущества:

- уменьшается в 1,5-2 раза диаметр топливного трубопровода на всем участке от бака до двигателя. Это дает возможность снизить массу топливной системы и облегчить прокладку трубопровода по борту ракеты и в двигательном отсеке;

- появляется дополнительная возможность снижения давления в топливном баке на величину гидравлического сопротивления топливного трубопровода;

- для криогенного компонента топлива облегчается процесс захолаживания конструкции двигателя (конструктивные элементы БТНА захолаживаются автоматически при заправке бака компонентом топлива).

- улучшается динамика топливного трубопровода за счет воздействия на нее большого перепада давления между входом и выходом, что важно для этапа запуска двигателя и других переходных процессов.

Питание турбины БТНА традиционно осуществляется от систем двигателя либо генераторным газом, отбираемым от систем двигателя (в случае использования газовой турбины в БТНА), либо высоконапорным жидким компонентом топлива, отбираемым из занасосной магистрали двигателя (в случае использования гидравлической турбины в БТНА). Отвод рабочего тела после турбины осуществляется, как правило, в окружающую среду через сопла (если рабочее тело - газ), либо в магистраль с низким давлением (в основном, когда рабочим телом является жидкость). Примером известной реализации двигательной установки, принятой за прототип, является двигательная установка разгонного блока "ДМ" с двигателем 11Д58М, в которой БТНА горючего и окислителя размещены непосредственно в днищах одноименных баков, а газовые турбины этих БТНА последовательно питаются высокотемпературным газом высокого давления, отобранным после газогенератора (перед турбиной основного ТНА) двигателя. Выброс отработанного газа на турбинах БТНА в этом блоке осуществляется в окружающую среду через сопла крена (см. С.П.Уманский. Ракеты-носители, космодромы. М.: Рестарт+, 2001, с.46, 88).

Недостатками примененного в прототипе конструкторского решения являются:

- наличие протяженных коммуникаций подвода рабочего тела турбины от двигателя к БТНА, которые увеличивают массу двигательной установки;

- конструктивный отрыв БТНА от двигателя затрудняет экспериментальную отработку системы "БТНА-двигатель" из-за необходимости имитации стендовыми средствами объектовых условий размещения БТНА при обеспечении газодинамической связи газогенератора двигателя и турбины БТНА;

- полная невозможность совместной экспериментальной отработки БТНА и отдельного двигателя в случае использования в составе двигательной установки нескольких автономных двигателей;

- затруднена реализация синхронного запуска БТНА и двигателя из-за большой протяженности трубопровода подвода рабочего тела к турбине от двигателя;

- газ после турбины БТНА, выбрасываемый в окружающую среду, используется в полезных целях лишь частично (только лишь на создание тягового усилия в соплах крена), в то время как его энергетический запас может быть достаточным и для наддува топливного бака.

Целью предлагаемого изобретения является разработка такой конструкции ракетного блока, которая была бы лишена упомянутых недостатков и имела бы преимущества за счет:

- исключения протяженного трубопровода подвода рабочего тела к турбине БТНА от двигателя;

- обеспечения возможности независимой автономной отработки как БТНА, так и двигателя;

- сведения на нет значимости вопроса обеспечения синхронного запуска БТНА и двигателя, поскольку запуск БТНА может осуществляться с опережением запуска двигателя;

- обеспечения использования газа, отработанного в турбине БТНА, для наддува топливного бака;

Указанная цель достигается тем, что двигательная установка жидкостной ракеты включает топливный бак, жидкостный ракетный двигатель, бустерный турбонасосный агрегат с турбиной, баллон со сжатым газом, трубопроводы с запорной и управляющей арматурой, при этом установка снабжена (как минимум, по одному конструктивному элементу) дополнительной емкостью высокого давления для компонента топлива, газогенератором для выработки рабочего тела турбины БТНА путем сжигания в нем компонентов топлива, причем газовая «подушка» дополнительной емкости высокого давления соединена трубопроводом с баллоном сжатого газа, жидкостная часть этой емкости соединена с форсунками газогенератора, выход газогенератора соединен со входом в турбину БТНА, а выхлопной патрубок турбины соединен с газовой «подушкой» топливного бака и/или с окружающей средой.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой, приведенной на фиг.1, где:

1 - бак окислителя;

2 - бак горючего;

3 - жидкостный ракетный двигатель;

4 - турбины БТНА;

5 - дополнительная емкость окислителя высокого давления;

6 - дополнительная емкость горючего высокого давления;

7 - баллоны со сжатым газом;

8, 9 - топливные трубопроводы;

10 - газогенератор, работающий с избытком окислителя;

11 - газогенератор, работающий с избытком горючего;

12 - трубопроводы наддува топливных баков;

13 - выбросы отработанных на турбинах газов в окружающую среду;

14 - клапаны подачи газа высокого давления для наддува емкостей 5, 6;

15 - клапаны подачи компонентов топлива в газогенераторы 10 и 11;

16 - насосы БТНА;

17 - клапаны пусковые.

Предлагаемая двигательная установка работает следующим образом. Перед пуском РН топливные баки окислителя и горючего 1 и 2 и дополнительные емкости 5 и 6 заправляются компонентами топлива до клапанов 15 и 17, которые в исходном состоянии закрыты. Насосы 16 БТНА при этом заполняются компонентами топлива. Баллоны 7 заполняются сжатым газом (как правило, гелием или азотом) до клапанов 14. Клапаны 14 закрыты. По команде "запуск" клапаны 14 открываются, и создается давление в дополнительных емкостях 5 и 6. Затем открываются клапаны 15, чем обеспечивается поступление компонентов топлива в газогенераторы 10 и 11, в которых начинается процесс горения, и происходит их запуск. Одновременно с запуском газогенераторов происходит раскрутка БТНА и наддув топливных баков выхлопными газами турбины. В процессе или после выхода на рабочий режим БТНА открываются пусковые клапаны 17, и компоненты топлива поступают в двигатель под давлением, создаваемым работающим БТНА.

Выключение двигательной установки осуществляется выключением двигателя и закрытием клапанов 15 и 14.

Предполагаемое изобретение за счет установки дополнительных емкостей высокого давления и газогенераторов для выработки рабочих тел турбин БТНА непосредственно в районе размещения последних позволяет реализовать компоновочную схему двигательной установки с уменьшенными диаметрами топливных трубопроводов с минимальной протяженностью трубопроводов подвода рабочего тела к турбинам БТНА, свести на нет проблему синхронизации запуска БТНА и двигателя (благодаря возможности независимого опережающего запуска газогенератора и БТНА), проводить экспериментальную отработку БТНА на автономном стенде независимо от отработки двигателя.

Похожие патенты RU2451199C1

название год авторы номер документа
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 1997
  • Бородин В.М.
  • Демьяненко Ю.В.
  • Дмитренко А.И.
  • Калитин И.И.
  • Козелков В.П.
  • Кулеев А.А.
  • Фукс И.И.
  • Ефимочкин А.Ф.
RU2135811C1
СПОСОБ ЗАПУСКА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И ЖИДКОСТНОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ СПОСОБА 1994
  • Клепиков Игорь Алексеевич
  • Бахмутов Аркадий Алексеевич
  • Буканов Владислав Тимофеевич
  • Каналин Юрий Иванович
  • Прищепа Владимир Иосифович
RU2084677C1
СПОСОБ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ЗАКРЫТОГО ЦИКЛА С ДОЖИГАНИЕМ ОКИСЛИТЕЛЬНОГО И ВОССТАНОВИТЕЛЬНОГО ГЕНЕРАТОРНЫХ ГАЗОВ БЕЗ ПОЛНОЙ ГАЗИФИКАЦИИ И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2022
  • Губанов Давид Анатольевич
  • Востров Никита Владимирович
RU2801019C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2013
  • Горохов Виктор Дмитриевич
  • Гольба Анатолий Викторович
  • Кузнецов Александр Васильевич
  • Радько Дмитрий Владимирович
  • Туртушов Валерий Андреевич
RU2524483C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ ТУРБОГАЗА 1999
  • Каторгин Б.И.
  • Чванов В.К.
  • Деркач Г.Г.
  • Мовчан Ю.В.
  • Челькис Ф.Ю.
  • Семенов В.И.
  • Толстиков Л.А.
  • Гнесин М.Р.
  • Ракшин В.К.
RU2158839C2
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2014
  • Васильев Вениамин Аристархович
  • Кузнецов Александр Васильевич
  • Туртушов Валерий Андреевич
  • Хромых Василий Васильевич
RU2568732C2
КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2011
  • Болотин Николай Борисович
RU2484285C1
СПОСОБ РАБОТЫ КИСЛОРОДНО-КЕРОСИНОВЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (ЖРД) И РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА 2013
  • Гапонов Валерий Дмитриевич
  • Чванов Владимир Константинович
  • Аджян Алексей Погосович
  • Левочкин Петр Сергеевич
RU2542623C1
ЗЕНИТНАЯ РАКЕТА И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2012
  • Болотин Николай Борисович
RU2496090C1
КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2011
  • Болотин Николай Борисович
RU2484286C1

Реферат патента 2012 года ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ЖИДКОСТНОЙ РАКЕТЫ

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Целью предполагаемого изобретения является разработка такой конструкции ракетного блока, которая была бы лишена упомянутых недостатков. Двигательная установка снабжена (как минимум, по одному конструктивному элементу) дополнительной емкостью высокого давления для компонента топлива, газогенератором для выработки рабочего тела турбины БТНА путем сжигания в нем компонентов топлива, причем газовая «подушка» дополнительной емкости высокого давления соединена трубопроводом с баллоном сжатого газа, жидкостная часть этой емкости соединена с форсунками газогенератора, выход газогенератора соединен со входом в турбину БТНА, а выхлопной патрубок турбины соединен с газовой «подушкой» топливного бака и/или с окружающей средой. Изобретение обеспечивает снижение массы двигательной установки и улучшение эксплуатационных характеристик. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 451 199 C1

Двигательная установка жидкостной ракеты, включающая в себя топливный бак, жидкостный ракетный двигатель, бустерный турбонасосный агрегат с турбиной, баллон со сжатым газом, а также трубопроводы с запорной и управляющей арматурой, отличающаяся тем, что она снабжена дополнительной емкостью высокого давления для компонента топлива, газогенератором для выработки рабочего тела турбины бустерного турбонасосного агрегата путем сжигания в нем компонентов топлива, причем газовая «подушка» дополнительной емкости соединена трубопроводом с баллоном сжатого газа, жидкостная часть этой емкости соединена с форсунками газогенератора, выход газогенератора соединен с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, а выхлопной патрубок турбины соединен с газовой «подушкой» топливного бака и/или с окружающей средой.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2012 года RU2451199C1

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОТДЕЛЕНИЯ ВЫХОДЯЩИХ ИЗ КАРТЕРА ДВИГАТЕЛЯ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ ВРЕДНЫХ ВЫБРОСОВ (ЕГО ВАРИАНТЫ) 1991
  • Суитен Теодор П.[Us]
RU2084647C1
ТОПЛИВНАЯ МАГИСТРАЛЬ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2002
  • Гавриленко Э.П.
  • Зубин Е.А.
  • Каменский С.Д.
  • Колесников А.И.
  • Тюрин А.А.
  • Семенов В.И.
  • Челькис Ф.Ю.
  • Архангельский В.И.
  • Чванов В.К.
RU2241847C2
US 3623329 A, 30.11.1971
РАПИРА ТКАЦКОГО СТАНКА, ПРЕИМУЩЕСТВЕННО РУЧНОГО 1995
  • Ковалев Г.И.
  • Галкин А.А.
  • Сидоров В.Ю.
  • Зеленская В.В.
RU2147052C1
US 3882676 A, 13.05.1975.

RU 2 451 199 C1

Авторы

Вовчаренко Константин Иванович

Ефимочкин Александр Фролович

Рачук Владимир Сергеевич

Шостак Александр Викторович

Даты

2012-05-20Публикация

2011-05-24Подача