Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
Патент на изобретение №2458245

(19)

RU

(11)

2458245

(13)

C1

(51) МПК F02K9/48 (2006.01)

(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 27.08.2012 - действует Пошлина: не взимаются - статья 1366 ГК РФ

На основании пункта 1 статьи 1366 части четвертой Гражданского кодекса Российской Федерации патентообладатель обязуется заключить договор об отчуждении патента на условиях, соответствующих установившейся практике, с любым гражданином Российской Федерации или российским юридическим лицом, кто первым изъявил такое желание и уведомил об этом патентообладателя и федеральный орган исполнительной власти по интеллектуальной собственности.

(21), (22) Заявка: 2011115585/06, 20.04.2011

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:

20.04.2011

Приоритет(ы):

(22) Дата подачи заявки: 20.04.2011

(45) Опубликовано: 10.08.2012

(56) Список документов, цитированных в отчете о

поиске: RU 2161263 C1, 20.02.2011. RU 2318129 C1, 27.02.2008. RU 2197628 C2, 27.01.2003. RU 2216662 C1, 20.11.2003. RU 2265133 C1, 27.11.2005. RU 2064102 С1, 20.07.1996. US 5918460 А, 06.07.1999.

Адрес для переписки:

443112, г.Самара, ул. Крайняя, 18, кв.17, Н.Б. Болотину

(72) Автор(ы):

Болотин Николай Борисович (RU)

(73) Патентообладатель(и):

Болотин Николай Борисович (RU)

(54) ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ

(57) Реферат:

Изобретение относится к ракетной технике, в частности жидкостным ракетным двигателям. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, согласно изобретению насос горючего выполнен двухступенчатым, содержащим независимые ступени с собственными валами, которые соединены между собой и с валом дополнительного насоса горючего при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения. В турбонасосном агрегате, содержащем турбину и насосы окислителя, двухступенчатый насос горючего и дополнительный насос горючего, валы которых соединены между собой при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения, размещенного в корпусе с подводящим и отводящим каналами, при этом валы турбины и обеих ступеней насоса горючего расположены концентрично с образованием кольцевой полости между ними, служащей подводящим каналом, а отводящий канал сообщен со входом насоса, тем, что согласно изобретению в качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения применена магнитная передача, содержащая диски с постоянными магнитами, размешенными по окружности с постоянным шагом. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигателя. 2 н.п.ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к турбонасосным агрегатам ЖРД.

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, 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.

Недостатком этого двигателя является отсутствие управления вектором тяги.

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 по патенту РФ на изобретение 2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, 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 соединен с регулятором расхода с электроприводом.

Недостаток - двигатель не имеет системы регулирования вектора тяги и управления по крену.

Известен жидкостный ракетный двигатель и ТНА по патенту РФ на изобретение 2161263, прототип ЖРД.

Этот двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, и узел качания камеры сгорания ЖРД, установленный между газоводом и камерой сгорания, точнее головкой камеры сгорания. Этот узел выполнен в виде сильфона и кардана, которые совместно обеспечивают качание камеры сгорания и герметизацию подвода газогенераторного газа, имеющего большие давление и температуру. Кроме того, предусмотрена система охлаждения сильфона, так как его работоспособность в столь экстремальных условиях вызывает сомнение.

Турбонасосный агрегат содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно насосу.

Недостатки этого двигателя и узла подвески камеры сгорания, входящего в его состав: низкая ненадежность узла подвески камеры сгорания ЖРД из-за наличия большого количества деталей, малой прочности тонкостенных сильфонов, работающих при высоких давлении и температуре. Подшипники карданного подвеса, передающее силу тяги камеры сгорания, достигающую 200 1000 тс, также работают при высокой температуре (от 500 до 800°С), при этом смазка выгорает, подшипники разрушаются, управление вектором тяги затрудняется.

Применение для охлаждения этого узла горючего, предназначенного для подачи в камеру сгорания, не только усложняет конструкцию этого узла и в целом двигателя, но и делает ее работу чрезвычайно опасной, так как при разрыве сильфона горючее и газогенераторный газ, содержащий избыток окислителя, войдут в контакт, что неизбежно приведет к пожару в двигательном отсеке ракеты и прекращению подачи горючего в камеру сгорания.

Управление вектором тяги выполнено ненадежно, а управление во углам крена вовсе отсутствует.

Известен турбонасосный агрегат с системой смазки редуктора, где редуктор частично заполняют смазкой так, чтобы одна из шестерен редуктора была погружена в смазку и разносила смазку на остальные шестерни и разбрызгивала ее (см. патент Великобритании 1281362, Н. кл. F1C, 1972).

Недостатком известного турбонасосного агрегата является малая эффективность смазки и охлаждения при высоких нагрузках.

Наиболее близким к изобретению является турбонасосный агрегат, содержащий турбину и насос, валы которых соединены между собой при помощи редуктора, размещенного в корпусе с подводящими и отводящими каналами (см. патент США 3269317, Н. кл. 417-405, 1966).

Недостатком известного турбонасосного агрегата является малая эффективность смазки и охлаждения редуктора.

Известен турбонасосный агрегат по патенту РФ на изобретение 2318129 (прототип).

Этот турбонасосный агрегат содержит турбину и насос окислителя, насос горючего, дополнительный насос горючего, валы которых соединены между собой при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения.

Недостаток заключается в низкой надежности и пожароопасности конструкции насоса горючего из-за нагрева горючего, охлаждающего редуктор.

Задача создания изобретения - обеспечение надежности работы турбонасосного агрегата ЖРД.

Решение указанной задачи достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, тем, что согласно изобретению, насос горючего выполнен двухступенчатым, содержащим независимые ступени с собственными валами, которые соединены между собой и с валом дополнительного насоса горючего при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения.

Решение указанной задачи достигнуто в турбонасосном агрегате, содержащем турбину и насос окислителя, насос горючего, дополнительный насос горючего, валы которых соединены между собой при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения, тем, что согласно изобретению насос горючего выполнен двухступенчатым, устройство для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения размещено в корпусе с подводящим и отводящим каналами, при этом валы турбины и обеих ступеней насоса горючего расположены концентрично с образованием кольцевой волости между ними, служащей подводящим каналом, а отводящий канал сообщен с входом насоса, при этом в качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения применена магнитная передача, содержащая диски с постоянными магнитами, размешенными по окружности с постоянным шагом.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1 3, где

- на фиг.1 приведена схема компоновки жидкостного ракетного двигателя в боковом ракетном блоке,

- на фиг.2 - схема насосов горючего и дополнительного насоса горючего,

- на фиг.3 приведена схема узла качания камеры сгорания.

Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1 3) содержит камеру сгорания 1, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 2 и турбонасосный агрегат 3, подстыкованный к камере сгорания 1 посредством газовода 4. Турбонасосный агрегат содержит, в свою очередь, турбину 5, насос окислителя 6, насос горючего 7. Турбонасосный агрегат 3 также содержит дополнительный насос горючего 8.

Выход из насоса горючего 7 соединен трубопроводом 9 с входом в дополнительный насос горючего 8. Камера сгорания 1 содержит головку 10, цилиндрическую часть 11 и сопло 12. Газогенератор 2 закреплен на силовой раме 13 при помощи шарнира 14, а ТНА 3 при помощи двух шарнирных тяг 15. Между газоводом 4 и камерой сгорания 1, точнее ее головкой 10, установлен узел подвески 16 камеры сгорания 1. Он обеспечивает качание камеры сгорания 1 в одной плоскости относительно центра узла подвески 16 для управления вектором тяги R, с целью управления ракетой-носителем по углам тангажа и рысканию.

Для этого каждый жидкостный ракетный двигатель содержит приводы 17, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 18, прикрепленных к силовой раме 13 посредством шарнира 19 и имеющих штоки 20. На камере сгорания 1, например на ее цилиндрической части 11, выполнено основное силовое кольцо 21, к которому шарнирно прикреплены штоки 20 приводов 17. Приводы 17 служат для управления ракетой-носителем по углам тангажа и рысканию.

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.1 и содержит трубопровод горючего 22, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 7, содержащим пуско-отсечной клапан 23 и сильфон 24, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 25 камеры сгорания 1. Выход из насоса окислителя 6 трубопроводом окислителя 26, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 27, соединен с газогенератором 2. Также выход из дополнительного насоса горючего 8 трубопроводом горючего 28, содержащим пускоотсечной клапан горючего 29, соединен с газогенератором 2. На газогенераторе 2 и на камере сгорания 1 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 30.

Двигатель оборудован блоком управления 31, который электрическими связями 32 соединен с запальными устройствами 30 и с пускоотсечными клапанами 23, 27 и 29.

Особенностью двигателя (фиг.1 3) является то, что ТНА 3 жестко закреплен на силовой раме 13 при помощи не менее трех шарнирных тяг 15, а камера сгорания 1 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 16 в одной плоскости.

Особенностью турбонасосного агрегата 3 (фиг.2) является то, что насос горючего 7 выполнен двухступенчатым, содержащим две независимые (с разными скоростями вращающиеся) ступени 33 и 34, установленные соответственно на внешнем и внутреннем валах 35 и 36. Насос горючего 7 имеет входной патрубок 37, корпус 38, внутри которого установлено устройство для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 39, например редуктор, и отверстие 40, соединяющее внутреннюю полость 41 корпуса 38 с входной полостью 42. Кроме того, устройство соединено с дополнительным насосом горючего 8, точнее с его центробежным колесом 43. Между валами 35 и 36 выполнен кольцевой зазор 44, для подачи горючего во внутреннюю полость 41 для охлаждения устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 39. В качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 39 предложено применить магнитную передачу, содержащую вместо шестерен цилиндры 45 с постоянными магнитами 46, размешенными по окружности с постоянным шагом, что на порядок уменьшит нагрев горючего, охлаждающего для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 39 и уменьшит пожароопасность.

Узел подвески 16 камеры сгорания 1 ЖРД (фиг.3) содержит две части: неподвижную 47 и подвижную 48. Неподвижная часть 47 жестко соединена с газоводом 4, а подвижная часть 48 жестко соединена с головкой 10 камеры сгорания 1, за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 49, выполненное пустотелым внутри.

Двигатель запускается следующим образом.

В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 31 по электрическим каналам связи 32 подается команда на ракетный клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг.1 3 не показаны). После заливки насосов окислителя 6 и горючего 7 и 8 открывают пускоотсечные клапаны 23, 27 и 29 (фиг.13), установленные за насосом окислителя 6, после насоса горючего 7 и после дополнительного насоса горючего 8. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 2, где воспламеняются при помощи запальников 30. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорания 1. Горючее охлаждает камеру сгорания 1, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 12 и цилиндрической части 11, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 1 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 2. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальными устройствами 30, установленными на камере сгорания 1.

После запуска турбонасосного агрегата 3 (фиг.1) газогенераторный газ подается из газогенератора 2 в турбину 5, раскручивается внутренний вал 36, давление на выходах насосов 6, 7 и 8 возрастает. Далее по газоводу 4 и через узел подвески 16 газогенераторный газ подается в головку 10 камеры сгорания 1.

Для управления ракетой-носителем, на которой установлены предложенные жидкостные ракетные двигатели, по углам тангажа и крена подают команду с блока управления 31 (фиг.3) на привод 17.

Применение изобретения позволило:

1. Значительно повысить надежность и пожаробезопасность ТНА и двигателя в целом за счет применения магнитной передачи вместо редуктора.

2. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление ракетой-носителем по углам тангажа и рыскания.

Формула изобретения

1. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, отличающийся тем, что насос горючего выполнен двухступенчатым, содержащим независимые ступени с собственными валами, которые соединены между собой и с валом дополнительного насоса горючего при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения.

2. Турбонасосный агрегат, содержащий турбину и насос окислителя, насос горючего, дополнительный насос горючего, валы которых соединены между собой при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения, отличающийся тем, что насос горючего выполнен двухступенчатым, устройство для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения размещено в корпусе с подводящим и отводящим каналами, при этом валы турбины и обеих ступеней насоса горючего расположены концентрично с образованием кольцевой полости между ними, служащей подводящим каналом, а отводящий канал сообщен с входом насоса, при этом в качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения применена магнитная передача, содержащая диски с постоянными магнитами, размещенными по окружности с постоянным шагом.

РИСУНКИ