ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2015 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 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. Такое свойство насоса неминуемо приводит в уменьшению расхода одного из компонентов топлива через ТНА, падению тяги ракеты в несколько раз и срыву программы полета ракеты или к катастрофе.

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. Жидкостный 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 и к последствиям, указанным выше. 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 неприемлема, 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 пожар или взрыв ТНА и ракеты на старте или в полете вследствие низкой надежности уплотнения между турбиной и насосом окислителя, между насосом окислителя и горючего, а также между насосом горючего и дополнительным насосом горючего из-за действия на них большого перепада давления: 300…400 кгс/см² для современных ЖРД. Например, при использовании в качестве компонентов ракетного топлива водорода и кислорода самые незначительные утечки этих компонентов приводят к образованию «гремучей смеси» и практически всегда - к взрыву ракеты.

Задачи создания изобретения: предотвращение взрыва ТНА или ракеты на старте или в полете.

Решение указанной задачи достигнуто в турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, содержащем установленные на валу рабочее колесо насоса окислителя, рабочее колесо насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, тем, что он содержит электрогенератор, имеющий статор и ротор с валом, вал электрогенератора соединен с валом турбонасосного агрегата, при этом между валом турбонасосного агрегата и валом электрогенератора установлена магнитная муфта.

Между насосом окислителя и насосом горючего может быть установлена магнитная муфта.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя содержит дополнительный насос горючего, вал которого соединен через мультипликатор с валом турбонасосного агрегата, а вал электрогенератора соединен с валом дополнительного насоса горючего.

Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего может быть установлена магнитная муфта.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…4, где:

- на фиг. 1 приведена схема первого варианта ТНА,

- на фиг. 2 приведена схема второго варианта ТНА,

- на фиг. 3 приведена схема первого варианта ТНА с магнитной муфтой,

- на фиг. 4 приведена схема второго варианта ТНА с магнитной муфтой.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя ТНА (Фиг. 1…4) содержит турбину 1 с рабочим колесом турбины 2, насос окислителя 3 с рабочим колесом 4, насос горючего 5 с рабочим колесом 6, вал ТНА 7, установленный на опорах 8 и 9. На валу ТНА 7 установлены рабочие колеса 2, 4 и 6 (детали ротора). Все детали ротора ТНА размещены внутри корпуса 10.

ТНА содержит электрогенератор 11, имеющий статор 12 с обмоткой возбуждения 13 и ротор 14 с постоянными магнитами 15 и валом 16 ротора 14. К обмотке возбуждения 13 присоединены выводящие провода 17.

К выводящим проводам 17 могут быть подсоединены все потребители электроэнергии на ракете, которые обычно подключены к бортовой аккумуляторной батарее, имеющей малую мощность при большом весе.

Возможен второй вариант ТНА (фиг.2), который дополнительно содержит дополнительный насос горючего 18, имеющий рабочее колесо 19 дополнительного насоса горючего 18 и вал 20 дополнительного насоса горючего 18, который выполнен параллельно валу ТНА 7 и соединен с ним через мультипликатор 21. В этом варианте вал 16 электрогенератора 11 соединен с валом 20 дополнительного насоса горючего 18.

Между валом ТНА 7 и валом 16 электрогенератором 11 в первом варианте может быть установлена магнитная муфта 22 (фиг.3).

Магнитная муфта 22 может быть установлена между валами ТНА 7 и валом 16 электрогенератора 11 во втором варианте (фиг.4). Это облегчит герметизацию между электрогенератором 11 и дополнительным насосом горючего 18.

Наличие магнитных муфт 22 между электрогенератором 11 и насосами горючего 5 или дополнительным насосом горючего 18 обеспечивает полную герметичность всех модулей друг относительно друга, наличие мультипликатора 21 обеспечивает согласование оборотов вращения турбины 1 и дополнительного насоса горючего 18 и электрогенератора 11 и позволят уменьшить их габариты. Одновременно обеспечивается модульность конструкции.

В результате появилась реальная возможность спроектировать все основные узлы ТНА, в том числе турбину и насосы на оптимальные параметры, в том числе по частотам вращения, и согласовать частоты вращения за счет применения одного мультипликатора между, а это позволило минимизировать вес ТНА, что имеет решающее значение в ракетной технике.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить многофункциональность ТНА, конкретно позволило преобразовать химическую энергию в электрическую.

2. Обеспечить модульность конструкции ТНА.

3. Спроектировать все узлы ТНА: турбину и насос на оптимальные параметры, в том числе частоты вращения, и согласовать частоты вращения за счет применения одного мультипликатора между турбиной и насосами или нескольких мультипликаторов.

4. Повысить надежность ТНА за счет отсутствия уплотнения по валу электрогенератора, его полной герметичности за счет применения магнитной муфты.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к турбонасосным агрегатам. В турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, содержащем установленные на валу рабочее колесо насоса окислителя, рабочее колесо насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, при этом он содержит электрогенератор, имеющий статор и ротор с валом, вал электрогенератора соединен с валом турбонасосного агрегата, при этом между валом турбонасосного агрегата и валом электрогенератора установлена магнитная муфта. Между насосом окислителя и насосом горючего может быть установлена магнитная муфта. Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего может быть установлена магнитная муфта. Изобретение обеспечивает предотвращение взрыва ТНА на старте или в полете. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, содержащий установленные на валу рабочее колесо насоса окислителя, рабочее колесо насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, отличающийся тем, что он содержит электрогенератор, имеющий статор и ротор с валом, вал электрогенератора соединен с валом турбонасосного агрегата, при этом между валом турбонасосного агрегата и валом электрогенератора установлена магнитная муфта.

2. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что между насосом окислителя и насосом горючего установлена магнитная муфта.

3. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что он содержит дополнительный насос горючего, вал которого соединен через мультипликатор с валом мурбонасосного агрегата, а вал электрогенератора соединен с валом дополнительного насоса горючего.

4. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя по п. 3, отличающийся тем, что между насосом горючего и дополнительным насосом горючего установлена магнитная муфта.