ОДНОВАЛЬНЫЙ ИЛИ МНОГОВАЛЬНЫЙ ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
SINGLE- OR MULTI-SHAFT TURBO PUMP OF LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

Область техники
Изобретение относится к области машиностроения и, в частности, турбонасосному агрегату жидкостного ракетного двигателя.
Предшествующий уровень техники
В жидкостных ракетных двигателях широко применяются турбонасосные агрегаты, выполненные как по одновальной схеме, в которой турбины работают на общий вал, приводя одновременно насосы окислителя и горючего, так и по многовальный схеме, при которой каждая турбина приводит свой насос.
Известен одновальный турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, состоящий из центробежных одноступенчатых насосов окислителя и горючего и осевой двухступенчатой турбины, с разделением между ступенями общего перепада давления (см. американский жидкостной ракетный двигатель F-1, разработанный фирмой Rocketdyne, «Космонавтика» энциклопедия, гл. редактор В.П.Глушко, М.: Советская энциклопедия, с.420, 1995 г.). Это техническое решение принимаем за аналог предлагаемого изобретения.
Недостаток аналога выражается в падении температуры газа между ступенями турбины (между турбинами турбонасосного агрегата двухвальной схемы), что приводит к падению мощности турбины, которое требуется компенсировать увеличением других параметров, таких как расход газа и перепад давления, а также увеличением размеров турбины. Кроме того, это сопровождается и ухудшением характеристик и самого жидкостного ракетного двигателя.
Известен также турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, включающий два одновальных турбонасосных агрегата, имеющих насос соответствующего компонента топлива и двухступенчатые турбины. В этой схеме турбонасосного агрегата газ, вырабатываемый газогенератором, используется последовательно для привода турбонасосного агрегата подачи горючего и турбонасосного агрегата подачи окислителя (см. американский жидкостной ракетный двигатель F-1, разработанный фирмой Rocketdyne, «Космонавтика» энциклопедия, гл. редактор В.П.Глушко, М.: Советская энциклопедия, с.420, 1995 г.). Данное техническое решение принимаем за прототип предлагаемого изобретения.
Недостатки прототипа аналогичны недостаткам аналога. Однако прототип обладает улучшенной компоновкой, позволяющей повысить надежность работы турбонасосного агрегата за счет исключения установки уплотнений в полостях между насосами.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является повышение энергетических характеристик многоступенчатых турбин турбонасосных агрегатов жидкостного ракетного двигателя за счет восстановления (повышения) температуры газа на входе очередной ступени.
Эта задача решена за счет того, что в одновальном или многовальном турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, включающем насосы горючего и окислителя, и многоступенчатую турбину (раздельные турбины), работающую (работающие) на газе, получаемом в газогенераторе при сжигании топлива с избытком одного из компонентов, при этом газ с выхода первой ступени турбины (первой турбины) поступает на вход второй ступени турбины (второй турбины), отличающийся тем, что между двумя ступенями турбины (первой и второй турбинами) установлено устройство для подогрева генераторного газа.
Другими отличиями предлагаемого изобретения являются:
- в качестве устройства для подогрева газа применен дополнительный газогенератор, одним из компонентов топлива которого является генераторный газ, а другим - компонент топлива, обеспечивающий при их сжигании повышение температуры генераторного газа;
- устройство для подогрева газа выполнено в виде теплообменника, греющим телом которого (теплоносителем) является газ, вырабатываемый газогенератором, а нагреваемым телом является отработанный газ первой ступени турбины (первой турбины);
- число ступеней многоступенчатой турбины равно двум;
- число турбин, последовательно соединенных и установленных на автономных валах, равно двум.
Технический результат заключается в снижении температуры генераторного газа на входе первой ступени турбины (первой турбины) при сохранении мощности турбины турбонасосного агрегата или, при необходимости, в увеличении мощности турбины при сохранении имеющегося уровня температуры генераторного газа.
Краткое описание чертежей
На Фиг.1 представлена принципиальная схема одновального турбонасосного агрегата с подогревом газа с помощью дополнительного газогенератора.
На Фиг.2 представлена принципиальная схема двухвального турбонасосного агрегата с подогревом газа с помощью дополнительного газогенератора
На Фиг.3 представлена принципиальная схема одновального турбонасосного агрегата с подогревом газа в теплообменнике.
На Фиг.4 представлена T-S (температура-энтропия) диаграмма, иллюстрирующая термодинамику процессов, происходящих в турбине, при исходном варианте (процесс ED) и при предлагаемом изобретении (процесс ABCD).
Пример осуществления изобретения
Турбонасосный агрегат 1 (Фиг.1) выполнен по одновальной схеме. Он включает соосно установленные насос горючего 2 с подкачивающей ступенью 3, насос окислителя 4, газовую турбину 5 с первой и второй ступенями 6 и 7. Своим питающим коллектором 8 турбина 5 подключена к газогенератору 9, а выходным коллектором 10 - к форсуночной головке камеры двигателя (не показано).
Питание газогенератора 9 жидким горючим и окислителем осуществляется от высоконапорных магистралей 11 и 12, которые подсоединены к подкачивающей ступени 3 насоса горючего 2 и к выходу насоса окислителя 4 соответственно. Выходной коллектор первой ступени 6 турбины 5 соединен газоводом 13 со второй ступенью 7 турбины 5. В этом газоводе установлено устройство 14 для нагрева генераторного газа. В качестве этого устройства применен дополнительный газогенератор 15, одним из компонентов топлива которого является генераторный газ (газ с избытком окислителя), а другим - компонент топлива - горючее, обеспечивающий при их сжигании повышение температуры генераторного газа. Подвод горючего в дополнительный газогенератор 15 осуществляется от магистрали 16.
В другом варианте (Фиг.2) турбонасосный агрегат 1 выполнен по двухвальной схеме, при этом турбина 17 приводит насос окислителя 4, а турбина 18 - насос горючего 2. В газоводе 13, соединяющим турбины 17 и 18, также установлен дополнительный газогенератор 15. Выход из коллектора турбины 18 соединен с входом в форсуночную головку (не показано).
В следующем варианте (Фиг.3) исполнения одновального турбонасосного агрегата для нагрева генераторного газа применен теплообменник 19, который установлен в газоводе 13, соединяющим ступени 6 и 7 турбины 5. Греющим телом теплообменника 19 является генераторный газ, вырабатываемый газогенератором 15, а нагреваемым телом является отработанный генераторный газ первой ступени турбины 5. При этом температура генераторного газа на выходе из газогенератора 15 должна быть больше температуры газа на входе в первую ступень 6 турбины 5 на величину, обеспечивающую работу теплообменника 19.
Работа устройства
Сжиженный окислитель (кислород) самотеком поступает в насос 4, из которого по высоконапорной магистрали 12 подается в газогенератор 15. Жидкое горючее (керосин) также самотеком поступает из подкачивающей ступени насоса 3 по высоконапорной магистрали 11 в газогенератор 15. В результате сжигания компонентов топлива в газогенераторе 15 образуется генераторный газ, который поступает в первую ступень 6 турбины 5 (Фиг.1 и Фиг.3) или турбину 17 (Фиг.2), затем входит в газовод 13, где он нагревается в дополнительном газогенераторе 15 (Фиг.1 и Фиг.2) или в теплообменнике 19 (Фиг.3), после чего поступает во вторую ступень 7 турбины 5 (Фиг.1 и Фиг.3) или турбину 18 (Фиг.2) и приводит во вращение насосы горючего 2 и окислителя 4 через общий вал (Фиг.1 и Фиг.3) или два вала (Фиг.2).
На Фиг.4 представлена T-S диаграмма, показывающая прирост температуры рабочего газа между двумя ступенями турбины. Как показано на Фиг.4 двухступенчатый процесс ABCD с промежуточным восстановлением температуры рабочего газа за счет изобарного нагрева (участок ВС) позволяет получить работу (сумму разниц энтальпий начала и конца процессов на участках АВ и CD), равную или близкую работе исходного одноступенчатого процесса ED (разнице энтальпий начала и конца процесса ED) при существенно меньшей температуре на входе в турбину и, соответственно, на выходе из газогенератора.
Таким образом, введение промежуточного подогрева газа между ступенями турбины (между двумя последовательно работающими турбинами, например в точке процесса расширения газа, делящей пополам суммарный перепад давления в двухступенчатой турбине (турбинах)) позволяет уменьшить температуру газа на входе турбины на 8-10% по отношению к входной температуре без промежуточного подогрева.
Такое снижение температуры позволяет в ряде случаев обеспечить требования норм прочности и гарантировать реализацию заданных режимов работы и запасов работоспособности жидкостных ракетных двигателей.
Промышленное применение
Предлагаемый турбонасосный агрегат готов для применения в ракетной технике и, в частности, в жидкостных ракетных двигателях.