Система питания ракетного двигателя

 

Изобретение относится к ракетным двигателям, а именно к устройствам питания ракетных двигателей, работающих на жидком топливе. Сущность изобретения: система питания ракетного двигателя включает основной и бустерный турбонасосные агрегаты с насосами и приводными газовыми турбинами, генераторы газообразных рабочих тел, газовые и жидкостные магистрали, при этом вход бустерной турбины сообщен с газовым трактом генератора, а выход - с входом основного насоса. Магистрали основной и бустерной турбин могут быть сообщены между собой, и между ними может устанавливаться поверхностный рекуперативный теплообменник с протоком охлаждающего топливного компонента. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям (РД), точнее к устройству систем питания РД, работающих на жидком топливе.

Известна система питания РД (прототип изобретения), включающая основной турбонасосный агрегат (ТНА) с насосом топливного компонента и приводной газовой турбиной, установленный перед основным бустерный ТНА с насосом и приводной газовой турбиной, генераторы газообразных рабочих тел, магистрали газа и жидких топливных компонентов, причем вход турбины бустерного ТНА сообщен с газовым трактом генератора (Тимнат И. Ракетные двигатели на химическом топливе. Пер. с англ. М. Мир, 1990, с. 252).

Известная система питания, содержащая бустерный ТНА, обеспечивает получение высоких энергетических параметров РД, работающего на жидком топливе при низком давлении его компонентов (окислителя и горючего) на входе в РД, что позволяет создать высокоэффективные летательные аппараты (ЛА) с легкими, тонкостенными топливными баками. Однако известная система питания РД имеет большую конструктивную массу, что связано с большим расходом рабочего тела на привод бустерной турбины ввиду малости срабатываемого на ней перепада давлений, поскольку в упомянутой системе питания отработавший газ сбрасывается в магистраль высокого давления.

Изобретение решает техническую задачу повышения срабатываемого на бустерной турбине перепада давлений.

В результате применения изобретения ожидается технический результат, состоящий в снижении массы конструкции РД.

Задача решается тем, что в системе питания РД, включающей основной ТНА с насосом топливного компонента и приводной газовой турбиной, установленный перед основным бустерный ТНА с насосом и приводной газовой турбиной, генераторы газообразных рабочих тел, магистрали газа и жидких топливных компонентов, причем вход турбины бустерного ТНА сообщен с газовым трактом генератора согласно изобретению выход турбины бустерного ТНА соединен с входом основного насоса. Кроме того, магистрали турбин основного и бустерного ТНА могут сообщаться между собой, в частности посредством поверхностного рекуперативного теплообменника с протоком охлаждающего топливного компонента.

Предложенная система питания РД представлена на чертеже. Она содержит основной ТНА с насосом (центробежным) топливного компонента 1 и приводной газовой турбиной 2, установленный перед основным бустерный ТНА с насосом 3 и приводной газовой турбиной 4, соединяющую упомянутые насосы топливную магистраль 5, напорную основную магистраль 6 для питания реактивной (тяговой) камеры РД (не показана) и газогенератора (не показан), вырабатывающего рабочий газ для привода турбины 2. Он поступает на турбину от упомянутого генератора по патрубку 7, и основная масса отработавшего газа по магистрали 8 поступает в реактивную камеру, а остальная масса по магистрали 9 расходуется на привод турбины 4; таким образом вход ее 4а сообщается с вышеупомянутым генератором (с его газовым трактом). В магистраль 9 встроен поверхностный рекуперативный теплообменник 1, с протоком охлаждающего (нагреваемого) топливного компонента, поступающего из магистрали высокого давления 11. Выход 4б бустерной турбины соединен с входом основного насоса 1 через магистраль 10 отработавшего газа турбины, впадающую в магистраль 5.

Описанная система питания РД функционирует следующим образом.

Топливный компонент (для определенности жидкое метановое горючее) под давлением в несколько атмосфер поступает из бака ЛА в бустерный насос 3, где давление компонента повышается в несколько раз и по магистрали 5 он поступает в основной насос 1, из которого под давлением в сотни атмосфер поступает по трубопроводу 6 в реактивную камеру; в нее же поступает (по аналогичной, не показанной системе питания) другой топливный компонент (для определенности жидкий кислородный окислитель). В реактивной камере топливные компоненты смешиваются и сгорают, образуя высокотемпературный газ, создающий при истечении из реактивной камеры тягу РД. Часть жидкого метанового горючего поступает из магистрали 66 на питание газогенератора (не показан); в него поступает также (по аналогичной, не показанной системе питания) жидкий кислородный окислитель, и при сгорании топливных компонентов образуется (восстановительный) газ с температурой порядка 1000 К, вращающий турбину 2 с насосом 1. Часть генераторного газа поступает по магистрали 9 на привод турбины 4 с бустерным насосом 3, причем отработавший газ сбрасывается по магистрали 10 в соединительную насосную магистраль 5. В ней происходит перемешивание отработавшего генераторного газа с жидким топливным компонентом, поступающим из насоса 3, в результате чего газ ожидается, и в крыльчатку насоса 1 поступает жидкость с повышенной температурой (на ≈ 10К) по сравнению с температурой жидкости на выходе из крыльчатки насоса 3. Чтобы произвести полное ожижение газа в канале 5, его первоначально охлаждают в теплообменнике 10 (на ≈ 100К) при помощи жидкого кислородного окислителя (поступающего по вышеупомянутой аналогичной системе питания).

Изобретение позволяет применить для привода бустерного насоса высокоперепадную турбину с характерным для нее малым расходом рабочего тела - в отличие от используемой в известной системе низкоперепадной, высокорасходной турбины. Благодаря этому снижается мощность системы подачи РД, необходимая для создания заданной тяги, и в итоге снижается масса системы подачи и конструкции РД в целом. Этот итог и составляет технический результат от применения изобретения.

В показанной системе питания магистрали турбин основного и бустерного ТНА соединены между собой, что является совсем не обязательным для изобретения (составляет его частный признак): например, бустерная турбина 4 может приводиться независимо от основной 2 испаренным топливным компонентом, поступающим из рубашки охлаждения тяговой камеры (как в техническом решении - прототипе). Встроенный в магистраль 9 теплообменник 10 также составляет частный признак изобретения: например, вход магистрали 9 можно подсоединить к выходу турбины 2 (к патрубку 8), где температура генераторного газа понижена (после срабатывания на турбине 2), и обойтись в этом случае "гладким" трубопроводом 9, без необходимости встраивать в него теплообменник. (Этот агрегат, в отличие от чертежа может размещаться также в магистрали 6).

Изобретение целесообразно использовать в ракетных двигателях жидкого топлива с высоким давлением в реактивной (тяговой) камере (в РД, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа).

Формула изобретения

1. Система питания ракетного двигателя, включающая основной турбонасосный агрегат с насосом топливного компонента и приводной газовой турбиной, установленный перед основным бустерный турбонасосный агрегат с насосом и приводной газовой турбиной, генераторы газообразных рабочих тел, магистрали газа и жидких топливных компонентов, причем вход турбины бустерного турбонасосного агрегата сообщен с газовым трактом генератора, отличающаяся тем, что выход турбины бустерного турбонасосного агрегата соединен с входом основного насоса.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что магистрали турбин основного и бустерного турбонасосных агрегатов сообщены между собой.

3. Система по п.2, отличающаяся тем, что магистрали сообщены посредством поверхностного рекуперативного теплообменника с протоком охлаждающего топливного компонента.

РИСУНКИ

Рисунок 1