Система турбонасосной подачи трехкомпонентного топлива ракетного двигателя
Изобретение относится к ракетной технике, к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде. Система турбонасосной подачи трехкомпонентного топлива ракетного двигателя содержит турбонасосный агрегат, имеющий турбину, газогенератор, насос окислителя, насос первого горючего и дополнительный насос первого горючего, согласно изобретению она содержит второй турбонасосный агрегат, содержащий турбину, газогенератор, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего. Насос второго горючего выполнен многоступенчатым. Изобретение обеспечивает повышение надежности турбонасосного агрегата за счет уменьшения его осевых габаритов и разгрузки осевых сил на валу турбонасосного агрегата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям ЖРД, работающим на трех компонентах, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.
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 и турбонасосный агрегат - ТНА. Турбонасосный агрегат 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.
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. Жидкостной 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. 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 ТНА жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г (прототип), который содержит газогенератор, насос окислителя и насос горючего. 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 низкая надежность уплотнения между основным и дополнительным насосами горючего из-за действия на них большого перепада давления: 300…400 кгс/см2 для современных ЖРД.
Задачи создания изобретения: повышение надежности ТНА за счет уменьшения его осевых габаритов и разгрузки осевых сил на валу ТНА.
Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что система турбонасосной подачи трехкомпонентного топлива ракетного двигателя, содержащая турбонасосный агрегат, имеющий турбину, газогенератор, насос окислителя, насос первого горючего и дополнительный насос первого горючего, отличающаяся тем, что она содержит второй турбонасосный агрегат, содержащий турбину, газогенератор, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего. Насос второго горючего выполнен многоступенчатым.
Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижение нового эффекта: повышение надежности ТНА за счет уменьшения времени его захолаживания вторым горючим и уменьшения осевых сил, действующих на вал ТНА.
Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.
Сущность изобретения поясняется на чертеже, где приведена схема системы турбонасосной подачи с двумя ТНА.
Система турбонасосной подачи топлива содержит два турбонасосных агрегата: первый 1 и второй 2. Турбонасосный агрегат 1 содержит выхлопной коллектор 3, рабочее колесо турбины 4, сопловой аппарат турбины 5. Рабочее колесо турбины 4 установлено на валу 6. Под сопловым аппаратом турбины 5 концентрично валу 4 установлен газогенератор 7 с форсунками окислителя 8 и горючего 9. Концентрично валу 6 внутри газогенератора 7 установлен дефлектор 10 для защиты вала 6 от высокотемпературного потока. ТНА 1 имеет установленный под газогенератором 7 насос окислителя 11 с крыльчаткой насоса окислителя 12. Ниже установлены насос первого горючего 13 с крыльчаткой насоса первого горючего 14, дополнительный насос первого горючего 15 с крыльчаткой дополнительного насоса первого горючего 16, Вал 6 ТНА 1 установлен на радиальном подшипнике 17 и упорном подшипнике 18, которые смонтированы в корпусе 19. Насос окислителя 11 соединен трубопроводом окислителя 20, содержащим клапан окислителя 21 с газогенератором 7. Насос первого горючего 13 соединен трубопроводом 22 со входом в дополнительный насос первого горючего 15. Выход из дополнительного насоса первого горючего 15 трупопроводом 23, содержащим клапан 24 и регулятор 25 с приводом 26 соединен с форсунками горючего 9. К выхлопному коллектору 3 подсоединены газоводы 27, которые предназначены для подвода газогенераторного газа в камеру(ы) сгорания, которые на фиг.1 и 2 не показаны.
Второй ТНА 2 содержит выхлопной коллектор 28, рабочее колесо турбины 29, сопловой аппарат турбины 30, при этом рабочее колесо турбины 28 установлено на валу 30. Под сопловым аппаратом турбины 30 концентрично валу 31 установлен газогенератор 32 с форсунками окислителя 33 и горючего 34. Концентрично валу 30 внутри газогенератора 32 установлен дефлектор 35 для защиты вала 31 от высокотемпературного потока. Еще ниже установлен насос второго горючего 36 с крыльчаткой насоса второго горючего 37 и дополнительный насос второго горючего 38 с крыльчаткой дополнительного насоса второго горючего 39. Насос второго горючего 36 может быть выполнен многоступенчатым для того, чтобы максимально повысить давление на второе горючее на выходе. В этом случае ступени насоса соединены перепускными трубопроводами 40. Это особенно актуально для жидкого водорода, имеющего небольшую плотность. Вал 31 установлен на радиальном и упорном подшипниках 41 и 42, соответственно, которые установлены в корпусе 43.
Выход из насоса второго горючего (выход из последней ступени этого насоса) соединен трубопроводом 44 со входом в дополнительный насос второго горючего 38. Выход из дополнительного насоса второго горючего 38 трубопроводом 45, содержащим клапан 46, регулятор 47 с приводом 48 соединен с форсунками горючего 34. К выхлопному коллектору 28 присоединены газоводы 49. Трубопровод окислителя 20 через клапан 50 и трубопровод окислителя 51 соединен с форсунками окислителя 33 газогенератора 32, для подачи окислителя во второй ТНА 2.
При запуске ЖРД, в состав которого входит два турбонасосных агрегата ТНА 1 и ТНА 2, окислитель и первое горючее подаются соответственно на входы в насос окислителя 11 и первого горючего 13, весь окислитель по трубопроводу 20 поступает в форсунки окислителя 8 газогенератора 7, также часть первого горючего по трубопроводу горючего 23 поступает в форсунки 9 газогенератора 7, где воспламеняется. Продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 4, давление на выходе из крыльчаток насосов 12, 14 и 16 возрастает. Часть первого горючего из насоса первого горючего 15 (около 10%) по трубопроводу 22 поступает в дополнительный насос первого горючего 15, где его давление значительно увеличивается.
При переходе на режим работы на втором горючем закрывают клапан горючего на входе в первый насос горючего (этот клапан не показан). Потом открывают клапан 50 и клапан второго горючего на входе в насос второго горючего 36 (этот клапан не показан), а также клапан 46. Второе горючее (жидкий водород) поступает на вход в насос второго горючего 36 и захолаживает его. Второе горючее из дополнительного насоса второго горючего 38 поступает в газогенератор 32 и в камеру(ы) (камеры сгорания не показаны). ТНА 1 продолжает свою работу и обеспечивает вращение крыльчатки окислителя 12. Клапан 24 закрывается и открывается клапан 50, и второе горючее по трубопроводу 40 поступает в форсунки горючего 9, т.е. ТНА 1 переходит на работу на втором горючем.
При работе ТНА как на первом, так и на втором горючем осевые силы ТНА разгружаются практически до нуля. Турбина создает осевое усилие, направленное вверх, а насосы окислителя «О», первого горючего «Г1» и дополнительного насоса первого горючего «ДНГ1» создают совместно усилие, направленное вниз. При переходе ЖРД на работу на втором горючем (на ТНА 2) осевая сила также будет направлена вниз и по абсолютной величине будет соответствовать осевой силе, создаваемой турбиной.
ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД и ТНА
| Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс | 1000 |
| Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс | 1250 |
| Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс | 1450 |
| Давление в камере сгорания, кгс/см2 | 600 |
| Давление в газогенераторе, кгс/см2 | 800 |
| Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см2 | 950 |
| Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см2 | 950 |
| Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см2 | 970 |
| Давление на выходе из первого дополнительного насоса горючего, кгс/см2 | 1200 |
| Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см2 | 1200 |
| Мощность THA1, МВт | 300 |
| Мощность ТНА2, МВт | 280 |
| Частота вращения ротора THA1, об/мин | 30000 |
| Частота вращения ротора ТНА2, об/мин | 50000 |
| Компоненты ракетного топлива | |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Первое горючее | керосин |
| Второе горючее | жидкий водород |
| Масса двигателя, сухая, кг | 2450 |
| Масса THA1, сухая, кг | 550 |
| Масса ТНА2, сухая, кг | 650 |
Применение изобретения позволило:
1. Значительно уменьшить осевые габариты ТНА за счет применения двух ТНА.
2. Улучшить пожаробезопасность ТНА за счет:
- уменьшения последствий попадания окислителя в газогенератор, работающий на газогенераторном газе с избытком окислителя,
- исключения из конструкции системы охлаждения редуктора пожароопасным компонентом ракетного топлива - горючим,
- повысить надежность двух ТНА за счет полной разгрузки осевых сил, т.е. за счет противоположного направления осевых сил, создаваемых турбинами и насосами, что, в свою очередь выполнено за счет установки газогенераторов под турбинами.
1. Система турбонасосной подачи трехкомпонентного топлива ракетного двигателя, содержащая турбонасосный агрегат, имеющий турбину, газогенератор, насос окислителя, насос первого горючего и дополнительный насос первого горючего, отличающаяся тем, что она содержит второй турбонасосный агрегат, содержащий турбину, газогенератор, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего.
2. Система турбонасосной подачи трехкомпонентного топлива ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что насос второго горючего выполнен многоступенчатым.
