ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ТРЕХКОМПОНЕНТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
TURBOPUMP UNIT FOR THREE-COMPONENT LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINE

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. 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.
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. 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.
2
Недостатком такой схемы является низкая надежность уплотнения между основным и дополнительным насосами горючего из-за действия на них большого перепада давления: 300…400 кгс/см для современных ЖРД.
Задачи создания изобретения: повышение надежности ТНА за счет ускорения его захолаживания вторым горючим (жидким водородом) и разгрузки осевых сил на валу ТНА.
Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что турбонасосный агрегат трехкомпонентного ракетного двигателя, содержащий выполненные в виде единого агрегата турбину, газогенератор, насос окислителя, насос первого горючего и дополнительный насос первого горючего, отличается тем, что между насосом окислителя и насосом первого горючего установлены насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего. Газогенератор установлен под турбиной.
Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижением нового эффекта: повышением 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 чертежами, где:
на фиг.1 приведена схема ТНА,
на фиг.2 - схема разгрузки осевых сил.
Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя ТНА содержит выхлопной коллектор 1, рабочее колесо турбины 2, сопловой аппарат турбины 3. Рабочее колесо турбины 2 установлено на валу 4. Под сопловым аппаратом турбины концентрично валу 4 установлен газогенератор 5 с форсунками окислителя 6 и горючего 7. Концентрично валу 4 внутри газогенератора 5 установлен дефлектор 8 для защиты вала 4 от высокотемпературного потока. К форсункам 6 и 7 подведены соответственно трубопроводы окислителя 9 и горючего 10. ТНА имеет установленный под газогенератором 5 насос окислителя 11 с крыльчаткой насоса окислителя 12. Для ускорения захолаживания ниже насоса окислителя (жидкого кислорода) установлены насос второго горючего 13 с крыльчаткой насоса второго горючего 14, дополнительный насос второго горючего 15 с крыльчаткой дополнительного насоса второго горючего 16. Еще ниже установлен насос первого горючего 17 с крыльчаткой насоса первого горючего 18 и дополнительный насос первого горючего 19 с крыльчаткой дополнительного насоса первого горючего 20. Все детали ротора ТНА размещены внутри корпуса 21 и установлены на радиальных подшипниках 22 и упорном подшипнике 23, воспринимающем осевую нагрузку. Осевая нагрузка, создаваемая всеми насосами 17, 19, 11 13 и 15, равна по величине и противоположна по направлению осевой силе, создаваемой турбиной 3 (фиг.2 обозначение «Т»). Дополнительные насосы второго и первого горючего 15 и 19 соединены гидравлическими каналами 24 и 25 соответственно с насосами первого горючего 13 и второго горючего 17. К трубопроводу горючего 10 подсоединены трубопровод 26, содержащий клапан 27, и трубопровод 28, содержащий клапан 29. В трубопроводе горючего 10 установлен регулятор расхода 30 с приводом 31. К выхлопному коллектору 1 подсоединены газоводы 32, предназначенные для подачи генераторного газа в камеры сгорания (камеры сгорания на фиг.1 и 2 не показаны).
При запуске ЖРД, в состав которого входит ТНА, окислитель и первое горючее подаются соответственно на входы в насос окислителя 11 и первого горючего 17, весь окислитель по трубопроводу 9 поступает в газогенератор 5, также часть первого горючего через клапан 29 по трубопроводу 28 и далее по трубопроводу горючего 10 через регулятор расхода 30 поступает в форсунки 6 и 7 газогенератора 5, где воспламеняется. Продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 2, давление на выходе из крыльчаток всех насосов, а именно 11, 17 и 19, возрастает. Часть первого горючего из насоса первого горючего 17 (около 10%) поступает в дополнительный насос первого горючего 19, 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 закрывают клапан 29 и открывают клапан 27 и клапан второго горючего на входе в насос второго горючего 13 (этот клапан на фиг.1 и 2 не показан). Второе горючее (жидкий водород) поступает на вход в насос второго горючего 13 и захолаживает его. Так как этот насос расположен непосредственно под насосом окислителя 11, он постоянно находится при очень низкой температуре, поэтому быстро захолаживается. Второе горючее из дополнительного насоса второго горючего 15 поступает в газогенератор 5 и в камеру(ы) (камеры сгорания на фиг.1 и 2 не показаны).
При работе ТНА как на первом, так и на втором горючем осевые силы ТНА разгружаются (фиг.2) практически до нуля. Турбина (поз.Т) создает осевое усилие поз.33, направленное вверх, а насосы окислителя «О», первого горючего «Г1» и дополнительного насоса первого горючего «ДНГ1» создают совместно усилие, направленное вниз поз.34. При переходе ЖРД на работу на втором горючем осевая сила также будет направлена вниз поз.35 и по абсолютной величине соответствовать осевой силе, создаваемой турбиной поз.33.
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
2
Давление в камере сгорания, кгс/см 500
2
Давление в газогенераторе, кгс/см 700
2
Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см 750
2
Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см 750
2
Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см 770
2
Давление на выходе из первого дополнительного насоса горючего, кгс/см 1200
2
Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см 990
Мощность ТНА, МВт 300
Частота вращения ротора ТНА, об/мин 30000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель жидкий кислород
Первое горючее керосин
Второе горючее жидкий водород
Масса двигателя, сухая, кг 1950
Масса ТНА, сухая, кг 550
Применение изобретения позволило следующее.
1. Упростить кинематическую схему ТНА за счет отказа от редуктора.
2. Уменьшить общий вес ТНА за счет исключения редуктора и его корпуса.
3. Уменьшить время захолаживания насоса второго горючего за счет его расположения непосредственно около насоса окислителя, работающего на жидком кислороде.
4. Улучшить пожаробезопасность ТНА за счет:
- уменьшения последствий попадания окислителя в газогенератор, работающий на окислительном газе,
- исключения из конструкции системы охлаждения редуктора пожароопасным компонентом ракетного топлива - горючим,
- повысить надежность ТНА за счет полной разгрузки осевых сил, т.е. за счет противоположного направления осевых сил, создаваемых турбиной и насосами, что, в свою очередь, выполнено за счет установки газогенератора под турбиной.