×
20.08.2015
216.013.719e

Результат интеллектуальной деятельности: ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002560656
Дата охранного документа
20.08.2015
Аннотация: Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. В турбонасосном агрегате (ТНА) жидкостного ракетного двигателя, содержащем основную турбину и насосы окислителя, горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, согласно изобретению на источнике высокого давления выполнена торцевая 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. Заслонка может быть соединена с приводом через механическую передачу. Может быть установлено два или более источника высокого давления. К валу ТНА через мультипликатор может быть присоединен дополнительный насос горючего. Изобретение обеспечивает многоразовый запуск ТНА и двигателя. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

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, включающий 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 в 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 неприемлема, 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. 10.09.2003 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.

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/см2 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 турбонасосный агрегат ЖРД из сайта Интернет http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm, прототип.

Этот ТНА содержит основную турбину и насосы окислителя и горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд.

Недостаток этого ТНА - невозможность многократного запуска ТНА и двигателя в полете.

Задачи создания изобретения: обеспечение многоразового запуска ТНА и двигателя в полете.

Задача создания изобретения: обеспечение многоразового запуска ТНА и двигателя.

Решение указанной задачи достигнуто в турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, содержащем основную турбину и насосы окислителя и горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, тем, что на источнике высокого давления выполнена торцовая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, 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.

Заслонка может быть соединена с приводом. Заслонка может быть соединена с приводом через механическую передачу. Может быть установлено два или более источника высокого давления. К валу ТНА через мультипликатор может быть присоединен дополнительный насос горючего.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1-9, где:

- на фиг. 1 приведена схема ТНА,

- на фиг. 2 приведена схема пусковой турбины,

- на фиг. 3 приведены сопловые аппараты и заслонки,

- на фиг. 4 приведен вид A,

- на фиг. 5 приведена торцовая стенка с двумя отверстиями,

- на фиг. 6 приведена заслонка,

- на фиг. 7 приведен ТНА с двумя аккумуляторами давления,

- на фиг. 8 приведен вид B,

- на фиг. 9 приведен ТНА с дополнительным насосом горючего.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя ТНА (фиг. 1-9) содержит основную турбину 1, имеющую корпус 2, входной корпус 3 и выходной корпус 4. Внутри корпуса 2 установлен сопловой аппарат 5, рабочее колесо 6 с рабочими лопатками 7. Рабочее колесо 6 установлено на валу 8. Основная турбина 1 имеет опору 9.

Кроме того, ТНА содержит насос окислителя 10 с рабочим колесом 11, установленным на валу 8. Насос окислителя 10 имеет опору 12.

Кроме того, в состав ТНА входят насос горючего 13 с рабочим колесом 14 и опоры 15 и 16.

С торца ТНА, противоположного основной турбине 1, установлена пусковая турбина 17, которая, в свою очередь, содержит корпус 18, входной корпус 19, выходной корпус 20. Во входном корпусе 19 установлены первый и второй сопловые аппараты 21 и 22, перед которыми установлена заслонка 23, закрывающая отверстия 24 и 25, выполненные в торцовом днище 26. К заслонке 23 через механическую передачу 27 присоединен привод 28.

На валу 8 установлено рабочее колесо 29 с рабочими лопатками 30.

К входному корпусу 19 присоединен источник высокого давления 31, содержащий корпус 32, внутри которого размещены по меньшей мере два пиротехнических заряда, в нашем примере первый 33 и второй 34, разделенные перегородкой 35. На корпусе 32 установлены по меньшей мере два пироинициатора 36 и 37. К выходному корпусу 20 присоединена выхлопная труба 38 для сброса отработавших продуктов сгорания пирозарядов 33 и 34.

В торцовом днище 26 выполнено одно отверстие 43 (фиг. 5 и 6) для поочередного совмещения с отверстиями 24 и 25.

Возможен вариант исполнения ТНА с двумя источниками высокого давления 39 и 40 (фиг. 7 и 8), обеспечивающими два запуска.

Возможно выполнение ТНА с дополнительным насосом горючего 41, соединенным с валом 8 при помощи мультипликатора 42 (фиг. 9).

ТНА работает следующим образом.

Для первого запуска приводом 28 сдвигают первую заслонку 23 и открывают первое отверстие 24. Потом подают напряжение на первый пироинициатор 36 и воспламеняют первый пиротехнический заряд 33. Продукты сгорания выходят через первый сопловой аппарат 21 на рабочие лопатки 30 рабочего колеса 29. Рабочее колесо 29 раскручивает вал 8 и рабочие колеса 11 и 14 насосов окислителя 10 и горючего 13. Потом в основную турбину 1 через входной корпус 3 подается генераторный газ, который проходит через рабочие лопатки 7 рабочего колеса 6. В действие вступает основная турбина 1, а пусковая турбина 17 работает вхолостую.

Для повторного запуска ТНА поворачивают заслонку 23, совмещают отверстие 43 с вторым отверстием 25 и подают команду на второй пироинициатор 37. Воспламеняется второй пирозаряд 34 и осуществляется повторный запуск ТНА.

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.


ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 81-90 of 244 items.
10.04.2014
№216.012.b4a0

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511961
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b4ae

Форсуночный блок камеры сгорания гтд

Форсуночный блок камеры сгорания ГТД содержит плиту кольцевой формы с установленными на ней в несколько рядов форсуночными модулями, содержащими топливные и воздушные каналы, и топливный коллектор, соединенный с плитой, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511977
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b4b2

Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511982
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b4bc

Форсуночный блок камеры сгорания гтд

Форсуночный блок камеры сгорания ГТД содержит плиту кольцевой формы с установленными на ней в несколько рядов форсуночными модулями и основной топливный коллектор, соединенный с плитой, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями. Форсуночные модули установлены...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511992
Дата охранного документа: 10.04.2014
20.04.2014
№216.012.b8f3

Четырехцилиндровый свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания. Четырехцилиндровый свободнопоршневой двигатель, содержащий корпус двигателя, две пары оппозитно установленных цилиндров и две поршневые группы, при этом каждая поршневая группа выполнена в виде единого узла с двумя торцами и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002513075
Дата охранного документа: 20.04.2014
20.04.2014
№216.012.b8f4

Свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания. Свободнопоршневой двигатель, содержащий, по меньшей мере, один цилиндр, внутри которых расположены по два оппозитно установленных поршня со штоком, свечи зажигания, системы газораспределения на концах цилиндра, коллектор подачи...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002513076
Дата охранного документа: 20.04.2014
27.04.2014
№216.012.beca

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, включающий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002514582
Дата охранного документа: 27.04.2014
10.05.2014
№216.012.bfda

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002514863
Дата охранного документа: 10.05.2014
10.05.2014
№216.012.c045

Четырехцилиндровый свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к свободнопоршневым двигателям. В четырехцилиндровом свободнопоршневом двигателе, содержащем корпус двигателя, две пары оппозитно установленных цилиндров и две поршневые группы, между цилиндрами установлена магнитопроницаемая вставка, каждая поршневая группа выполнена в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002514970
Дата охранного документа: 10.05.2014
20.05.2014
№216.012.c740

Четырехцилиндровый свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания, конкретно - к свободнопоршневым двигателям. В четырехцилиндровом свободнопоршневом двигателе, содержащем корпус двигателя, две пары оппозитно установленных цилиндров и две поршневые группы, согласно изобретению между цилиндрами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002516767
Дата охранного документа: 20.05.2014
Showing 81-90 of 244 items.
10.04.2014
№216.012.b4a0

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511961
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b4ae

Форсуночный блок камеры сгорания гтд

Форсуночный блок камеры сгорания ГТД содержит плиту кольцевой формы с установленными на ней в несколько рядов форсуночными модулями, содержащими топливные и воздушные каналы, и топливный коллектор, соединенный с плитой, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511977
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b4b2

Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511982
Дата охранного документа: 10.04.2014
10.04.2014
№216.012.b4bc

Форсуночный блок камеры сгорания гтд

Форсуночный блок камеры сгорания ГТД содержит плиту кольцевой формы с установленными на ней в несколько рядов форсуночными модулями и основной топливный коллектор, соединенный с плитой, полость которого соединена топливными каналами с форсуночными модулями. Форсуночные модули установлены...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002511992
Дата охранного документа: 10.04.2014
20.04.2014
№216.012.b8f3

Четырехцилиндровый свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания. Четырехцилиндровый свободнопоршневой двигатель, содержащий корпус двигателя, две пары оппозитно установленных цилиндров и две поршневые группы, при этом каждая поршневая группа выполнена в виде единого узла с двумя торцами и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002513075
Дата охранного документа: 20.04.2014
20.04.2014
№216.012.b8f4

Свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания. Свободнопоршневой двигатель, содержащий, по меньшей мере, один цилиндр, внутри которых расположены по два оппозитно установленных поршня со штоком, свечи зажигания, системы газораспределения на концах цилиндра, коллектор подачи...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002513076
Дата охранного документа: 20.04.2014
27.04.2014
№216.012.beca

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, включающий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002514582
Дата охранного документа: 27.04.2014
10.05.2014
№216.012.bfda

Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002514863
Дата охранного документа: 10.05.2014
10.05.2014
№216.012.c045

Четырехцилиндровый свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к свободнопоршневым двигателям. В четырехцилиндровом свободнопоршневом двигателе, содержащем корпус двигателя, две пары оппозитно установленных цилиндров и две поршневые группы, между цилиндрами установлена магнитопроницаемая вставка, каждая поршневая группа выполнена в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002514970
Дата охранного документа: 10.05.2014
20.05.2014
№216.012.c740

Четырехцилиндровый свободнопоршневой двигатель

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания, конкретно - к свободнопоршневым двигателям. В четырехцилиндровом свободнопоршневом двигателе, содержащем корпус двигателя, две пары оппозитно установленных цилиндров и две поршневые группы, согласно изобретению между цилиндрами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002516767
Дата охранного документа: 20.05.2014
+ добавить свой РИД