АГРЕГАТ ПОДАЧИ ТОПЛИВА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE FUEL FEED PLANT

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 к 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 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 и способ его запуска по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 20.07.2004 г., 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.
2
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/см 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.
Известен агрегат подачи топлива сайта Интернет http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm, прототип.
Этот агрегат содержит газогенератор и расположенный под ним турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, основную турбину и насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, при этом выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапан окислителя с головкой газогенератора.
Недостаток этого агрегата - невозможность многократного запуска ТНА и двигателя в полете вследствие того, что пусковая турбина имеет один пиротехнический заряд, а система воспламенения газогенератора выполнена химической в виде блока ТЭА самовоспламеняющегося горючего - триэтилалюминия в ампуле и приспособленной для одного запуска. Двигатель допускает повторное включение только на стенде после замены пиротехнического заряда и блока ТЭА.
Задачи создания изобретения: обеспечение многоразового запуска ТНА и двигателя в полете.
Решение указанной задачи достигнуто в агрегате подачи топлива жидкостного ракетного двигателя, содержащем газогенератор и расположенный под ним турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, основную турбину и насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, при этом выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапан окислителя с головкой газогенератора, тем, что согласно изобретению на источнике высокого давления выполнена торцовая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, при этом установлено не менее двух пирозарядов, пусковая турбина выполнена с по меньшей мере двумя сопловыми аппаратами, закрытыми заслонкой, имеющей возможность поочередного открытия отверстий и их совмещения с одним из сопловых аппаратов, а трубопровод в месте соединения с газогенератором выполнен радиально.
Заслонка может быть соединена с приводом. Заслонка может быть соединена с приводом через механическую передачу. Может быть установлено два или более источников высокого давления.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…9, где:
- на фиг. 1 приведена схема агрегата,
- на фиг. 2 приведена схема пусковой турбины,
- на фиг. 3 приведены сопловые аппараты и заслонки,
- на фиг. 4 приведен вид А,
- на фиг. 5 приведена заслонка,
- на фиг. 6 приведена торцовая стенка с двумя отверстиями.
- на фиг. 7 приведен ТНА с двумя аккумуляторами давления,
- на фиг. 8 приведен вид В,
- на фиг. 9 приведен второй вариант исполнения трубопровода окислителя.
Агрегат подачи топлива жидкостного ракетного двигателя ТНА (Фиг. 1…9) содержит газогенератор 1, имеющий головку 2 и коллектор подвода горючего 3, и турбонасоный агрегат 4.
Турбонасосный агрегат 4 содержит, в свою очередь, основную турбину 5, имеющую корпус 6, входной корпус 7 и выходной корпус 8. Внутри корпуса 6 установлен сопловой аппарат 9, рабочее колесо 10 с рабочими лопатками 11. Рабочее колесо 10 установлено на валу 12. Основная турбина 1 имеет опору 13 (фиг. 1 и 2).
Кроме того, ТНА содержит насос окислителя 14 с рабочим колесом 15, установленным на валу 12. Насос окислителя 14 имеет опору 16.
Кроме того, в состав ТНА входит насос горючего 17 с рабочим колесом 18 и опоры 19 и 20.
С торца ТНА, противоположного основной турбине 5, установлена пусковая турбина 21 с источником высокого давления 22 и выхлопной трубой 23.
ТНА 4 содержит в нижней части дополнительный насос горючего 24, который соединен с валом 12 при помощи мультипликатора 25.
Выход из насоса окислителя 14 трубопроводом окислителя 26, имеющим клапан окислителя 27, соединен с головкой 2 газогенератора 1. (фиг. 1). При этом для уменьшения осевого габарита ТНА 3 и двигателя выход трубопровода 26 соединен с головкой 2 радиально (перпендикулярно продольной оси газогенератора 1).
Пусковая турбина 21 (фиг. 2) содержит входной корпус 28, выходной корпус 29. Во входном корпусе 28 установлены первый и второй сопловые аппараты 30 и 31, перед которыми установлена заслонка 32, закрывающие отверстия 33 и 34, выполненные в торцовом днище 35. К заслонке 32 через механическую передачу 36 присоединен привод 37.
На валу 12 установлено рабочее колесо 38 с рабочими лопатками 39.
К входному корпусу 28 присоединен источник высокого давления 40, содержащий корпус 41, внутри которого размещены по меньшей мере два пиротехнических заряда, в нашем примере первый 42 и второй 43, разделенные перегородкой 44. На корпусе 41 установлены по меньшей мере два пироинициатора 45 и 46.
В торцовом днище 35 выполнено одно отверстие 47 (фиг. 5 и 6) для поочередного совмещения с отверстиями 33 и 34.
Возможен вариант исполнения ТНА с двумя источниками высокого давления 48 и 49 (фиг. 7 и 8), обеспечивающими два запуска.
Газогенератор 1 оборудован по меньшей мере одним запальником многоразового действия 50. (Свеча лазерного воспламенения, плазменная, ионная или электрическая свеча.)
Возможен вариант исполнения газогенератора 1 с коллектором окислителя 51 на его боковой поверхности и подвода трубопровода окислителя 26 перпендикулярно продольной оси газогенератора 1 (фиг. 9).
ТНА работает следующим образом.
Для первого запуска (фиг. 1) приводом 37 сдвигают заслонку 32 и открывают первое отверстие 33. Потом подают напряжение на первый пироинициатор 45 и воспламеняют первый пиротехнический заряд 42. Продукты сгорания выходят через первый сопловой аппарат 30 на рабочие лопатки 39 рабочего колеса 38. Рабочее колесо 38 раскручивает вал 12 и рабочие колеса 15 и 18 насосов окислителя 14 и горючего 17. Потом в основную турбину 5 через входной корпус 7 подается генераторный газ, который проходит через рабочие лопатки 11 рабочего колеса 10. В действие вступает основная турбина 5, а пусковая турбина 21 работает вхолостую.
Для повторного запуска ТНА поворачивает заслонку 32 и совмещает отверстие 47 с вторым отверстием 34 и подает команду на второй пироинициатор 46. Воспламеняется второй пиротехнический заряд 43 и осуществляется повторный запуск ТНА 4 и двигателя.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить многократный запуск ТНА и ракетного двигателя в полете.
2. Уменьшить габариты и вес ТНА.
3. Обеспечить модульность конструкции ТНА.
4. Спроектировать все узлы ТНА: две турбины и два насоса на оптимальные параметры.