ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ
LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE AND TURBOPUMP UNIT

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.
7
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 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.