Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Двигатель предназначен для использования в области ракетостроения. Он содержит камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат окислителя и горючего, включающий в себя турбину и насосы указанных топлив. Перед насосом окислителя и насосом горючего установлены бустерные турбонасосные агрегаты, колесо гидротурбины одного из которых закреплено на периферийной части лопастей оседиагонального колеса насоса. Гидротурбина снабжена рабочим и пусковым соплами и магистралью подвода пусковой жидкости. В качестве пусковой жидкости в гидротурбинах используется компонент топлива, одноименный с компонентом топлива, подаваемым насосом бустерного турбонасосного агрегата. В двигателе первой ступени ракеты магистраль подвода пусковой жидкости присоединена к наземной системе. В двигателях верхних ступеней ракеты магистрали подвода пусковой жидкости снабжены пусковыми баллонами, заполненными соответствующим компонентом топлива. Пусковые баллоны снабжены трубопроводами подвода вытеснительного газа. В двигателях, работающих на криогенных топливах, пусковой баллон с топливом размещен в топливном баке. Указанная компоновка обеспечивает повышение давления при запуске двигателя на входе в насосы турбонасосного агрегата за счет предварительной раскрутки роторов бустерных агрегатов с помощью рабочей гидротурбины, что обеспечивает эффективное захолаживание конструкции. 3 з.п.ф-лы, 5 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2135811
Класс(ы) патента: F02K9/95
Номер заявки: 97116910/06
Дата подачи заявки: 06.10.1997
Дата публикации: 27.08.1999
Заявитель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро химавтоматики"
Автор(ы): Бородин В.М.; Демьяненко Ю.В.; Дмитренко А.И.; Калитин И.И.; Козелков В.П.; Кулеев А.А.; Фукс И.И.; Ефимочкин А.Ф.
Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро химавтоматики"
Описание изобретения: Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД).
Современные ЖРД должны работать при пониженных давлениях на входе вплоть до давления насыщенных паров. В связи с этим усложняются задачи обеспечения захолаживания и запуска двигателя.
Известен ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива и содержащий камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат (ТНА) и бустерные турбонасосные агрегаты (БТНА) окислителя и горючего. ТНА включают в себя турбины и насосы окислителя и горючего. БТНА окислителя содержит насос с оседиагональным рабочим колесом и отводом и осевую гидротурбину с рабочим колесом и отводом, соединенным с отводом осевого насоса.
(Г. Г. Гахун, В. И. Баулин, В.А.Володин и др. Под общ. ред. Г.Г.Гахуна. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М. : Машиностроение, 1989. Стр. 94. Рис. 5.7 - прототип).
Такой ЖРД обладает следующими недостатками.
В известном ЖРД не обеспечивается запуск двигателя при пониженных давлениях на входе, так как давление на входе в двигатель меньше давления требуемого для организации рабочего процесса в газогенераторе.
Для двигателей верхних ступеней ракет требуется пушечный запуск при низких давлениях на входе в двигатель. При пушечном запуске БТНА указанного ЖРД не обеспечивает давление, требуемое для бескавитационной работы насоса ТНА. Это вызвано тем, что происходит отставание темпа нарастания оборотов ротора БТНА от темпа нарастания оборотов ротора ТНА.
В указанном ЖРД, работающем на криогенных компонентах топлива, из-за низких давлений на входе в двигатель невозможно перед запуском обеспечить эффективное захолаживание конструкции подачей компонентов топлива в магистрали двигателя.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков ЖРД и повышение при запуске двигателя давления на входе в насосы ТНА за счет предварительной раскрутки роторов БТНА с помощью рабочей гидротурбины.
Поставленная задача достигается тем, что в ЖРД, содержащем камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами горючего и окислителя, бустерные турбонасосные агрегаты горючего и окислителя с насосом и гидротурбиной, согласно изобретению, гидротурбина бустерного турбонасосного агрегата снабжена пусковым соплом и магистралью подвода пусковой жидкости одноименной с компонентом топлива, подаваемым насосом БТНА. В магистрали подвода пусковой жидкости установлен клапан.
В двигателях первой ступени ракеты магистраль подвода пусковой жидкости присоединена к наземной системе.
В двигателях верхних ступеней ракет магистраль подвода пусковой жидкости снабжена пусковым баллоном, заполненным соответствующим компонентом топлива, при этом пусковой баллон снабжен трубопроводом подвода вытеснительного газа.
В двигателях, работающих на криогенных компонентах топлива, пусковой баллон размещается в баке соответствующего компонента топлива.
Предлагаемый ЖРД представлен на фиг. 1-5:
фиг. 1 - схема ЖРД;
фиг. 2 - продольный разрез БТНА,
фиг. 3 - вид БТНА со стороны насоса (А),
фиг. 4 - разрез по пусковому соплу гидротурбины (Б-Б),
фиг. 5 - схема ЖРД с пусковыми баллонами, где
1 - камера,
2 - газогенератор,
3 - ТНА,
4 - насос окислителя,
5 - насос горючего,
6 - турбина,
7- БТНА окислителя,
8 - насос БТНА окислителя,
9 - гидротурбина БТНА окислителя,
10 - БТНА горючего,
11 - насос БТНА горючего,
12 - гидротурбина БТНА горючего,
13 - оседиагональное колесо насоса БТНА,
14 - лопасти оседиагонального колеса насоса БТНА,
15 - отвод насоса БТНА,
16 - колесо гидротурбины БТНА,
17 - лопатки гидротурбины,
18 - рабочее сопло гидротурбины,
19 - пусковое сопло гидротурбины,
20 - отводящие каналы гидротурбины,
21, 24 - подводящий трубопровод гидротурбины окислителя и горючего
22, 25 - отводящий трубопровод насоса окислителя и горючего,
23, 26 - магистраль окислителя и горючего подвода пусковой жидкости,
27, 28 - клапан на магистрали окислителя и горючего,
29 - пусковой баллон окислителя,
30 - пусковой баллон горючего,
31, 32 - трубопровод подвода вытеснительного газа.
ЖРД (фиг. 1) состоит из камеры 1, газогенератора 2 и ТНА 3. ТНА включат в себя насос окислителя 4, насос горючего 5 и турбину 6. Перед насосом окислителя 4 установлен БТНА окислителя 7, который содержит бустерный насос 8 и гидротурбину 9. Перед насосом горючего 5 установлен БТНА горючего 10 с бустерным насосом 11 и гидротурбиной 12.
Основными элементами конструкции БТНА окислителя 7 и горючего 10 (фиг. 2) являются оседиагональное колесо 13 насоса с лопастями 14, отвод 15 насоса, колесо 16 гидротурбины с лопатками 17, рабочее сопло 18 гидротурбины, пусковое сопло 19 гидротурбины и отводящие каналы 20 гидротурбины. Колесо 16 гидротурбины закреплено с помощью пайки на периферийной части лопастей 14 оседиагонального колеса 13 насоса.
Рабочее сопло 18 гидротурбины БТНА окислителя 7 (фиг. 3, фиг. 4), соединено подводящим трубопроводом 21 гидротурбины с отводящим трубопроводом 22 насоса окислителя 4 ТНА. К пусковому соплу 19 гидротурбины БТНА окислителя присоединена магистраль 23 подвода пусковой жидкости.
Рабочее сопло гидротурбины БТНА горючего 10 соединено подводящим трубопроводом 24 гидротурбины с отводящим трубопроводом 25 насоса горючего 5. К пусковому соплу гидротурбины БТНА горючего присоединена магистраль 26 подвода пусковой жидкости. В магистралях окислителя и горючего 23, 26 подвода пусковой жидкости установлены клапаны 27, 28.
В качестве пусковой жидкости в гидротурбинах используются компоненты топлива одноименные с компонентом топлива, подаваемым соответствующим насосом БТНА.
В двигателе первой ступени ракеты магистрали 23, 26 подвода пусковой жидкости присоединены к наземной системе подачи пускового окислителя и пускового горючего.
В двигателях верхних ступеней ракеты (фиг. 5) в магистралях 23, 26 подвода пусковой жидкости БТНА 7 окислителя и БТНА 10 горючего установлены соответственно пусковой баллон 29 окислителя и пусковой баллон 30 горючего. Пусковые баллоны 29, 30 снабжены трубопроводами 31, 32 подвода вытеснительного газа.
В двигателях, работающих на криогенных топливах, пусковой баллон 29 окислителя размещается в баке окислителя, пусковой баллон 30 горючего - в баке горючего.
При работе ЖРД окислитель поступает в насос 8 БТНА 7 окислителя и далее в насос окислителя 4 ТНА 3. По отводящему трубопроводу 22 насоса основная часть окислителя подводится в газогенератор 2. Часть окислителя из отводящего трубопровода 22 отводится по подводящему трубопроводу 21 к гидротурбине 9 БТНА окислителя.
Горючее поступает в насос 11 БТНА 10 горючего и далее в насос 5 горючего ТНА 3. По отводящему трубопроводу 25 насоса горючего основная часть горючего подводится в камеру 1. Часть горючего из отводящего трубопровода 25 отводится по подводящему трубопроводу 24 к гидротурбине 12 БТНА горючего.
По подводящему трубопроводу 21 гидротурбины БТНА 7 окислитель подводится к рабочему соплу 18 гидротурбины, из рабочего сопла поступает на лопатки 17 гидротурбины и приводит во вращение колесо 16 гидротурбины и соединенное с ним оседиагональное колесо 13 насоса БТНА. После оседиагонального колеса 13 насоса окислитель поступает в отвод 15 насоса БТНА. После колеса 16 гидротурбины окислитель по отводящим каналам 20 гидротурбины поступает в отвод 15 насоса, где он смешивается с потоком окислителя, поступающего в отвод после оседиагонального колеса 13.
Аналогично работает насос 11 и гидротурбина 12 БТНА 10 горючего.
При запуске двигателя к пусковому соплу 19 гидротурбины БТНА 7 окислителя подводится пусковой окислитель через магистраль 23 подвода пусковой жидкости. К пусковому соплу 19 гидротурбины БТНА 10 горючего подводится пусковое горючее через магистраль 26 подвода пусковой жидкости. В результате этого осуществляется вращение колес гидротурбин и соединенных с ними оседиагональных колес насосов БТНА до начала вращения ротора ТНА. При этом насосы БТНА создают давления компонентов топлива, необходимые для организации процесса горения в газогенераторе и запуска двигателя. После начала процесса горения в газогенераторе 2 закрываются клапаны 27, 28, установленные в магистралях 23, 26 подвода пусковой жидкости, и прекращается подача пускового окислителя и пускового горючего к пусковым соплам БТНА. Далее вращение гидротурбин осуществляется за счет подвода окислителя и горючего к рабочим соплам соответственно БТНА 7 окислителя и БТНА 10 горючего.
Повышение давления, создаваемое насосами БТНА, обеспечивает бескавитационную работу насосов ТНА. Насосы БТНА обладают высокими антикавитационными качествами и обеспечивают надежный запуск при пониженных давлениях на входе в двигатель вплоть до давления насыщенных паров.
При пушечном запуске двигателей верхних ступеней ракет предварительное вращение роторов БТНА до начала вращения ротора ТНА предотвращает отставание темпа нарастания оборотов ротора БТНА от темпа нарастания оборотов ротора ТНА и исключает возможность кавитации в насосах ТНА.
При запуске двигателя первой ступени ракеты пусковой окислитель и пусковое горючее подаются на гидротурбины БТНА по магистралям 23, 26 подвода пусковой жидкости от наземной системы. Благодаря этому уменьшается масса двигателя за счет исключения из конструкции двигателя системы подачи пусковых компонентов топлива. Кроме этого, повышается надежность запуска двигателя, так как наземная система подачи пусковых компонентов топлива имеет резервирование всех основных своих элементов.
При запуске двигателей верхних ступеней ракет пусковой окислитель и пусковое горючее подаются на гидротурбины БТНА по магистралям 23, 26 подвода пусковой жидкости соответственно из пускового баллона 29 окислителя и пускового баллона 30 горючего. Подача пускового окислителя и пускового горючего на гидротурбины БТНА осуществляется за счет подвода в пусковые баллоны 29, 30 вытеснительного газа по трубопроводам 31, 32.
В двигателе, работающем на криогенных компонентах топлива при низких давлениях на входе, предварительное вращение роторов БТНА до начала вращения ротора ТНА обеспечивает повышение давлений, необходимое для эффективного захолаживания двигателя. В таком двигателе размещение пускового баллона 29 окислителя в баке окислителя и пускового баллона 30 горючего - в баке горючего обеспечивает надежное их захолаживание перед запуском двигателя.
Формула изобретения: 1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами горючего и окислителя, бустерные турбонасосные агрегаты горючего и окислителя с насосом и гидротурбиной, отличающийся тем, что гидротурбина бустерного турбонасосного агрегата снабжена пусковым соплом и магистралью подвода пусковой жидкости, одноименной с компонентом топлива, подаваемым насосом бустерного турбонасосного агрегата, при этом в магистрали подвода пусковой жидкости установлен клапан.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что магистраль подвода пусковой жидкости присоединена к наземной системе.
3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что магистраль подвода пусковой жидкости снабжена пусковым баллоном, заполненным соответствующим компонентом топлива, при этом пусковой баллон снабжен трубопроводом подвода вытеснительного газа.
4. Жидкостный ракетный двигатель по пп.1 и 3, отличающийся тем, что пусковой баллон размещен в баке соответствующего компонента топлива.