×
20.11.2014
216.013.084b

Результат интеллектуальной деятельности: ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ОКИСЛИТЕЛЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ БЕЗГЕНЕРАТОРНОЙ СХЕМЫ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). В турбонасосном агрегате окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы, содержащем насос окислителя, турбину, работающую на газообразном горючем, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, между системой уплотнений и турбиной выполнен дренаж газа с уплотнением со стороны турбины, а подшипник турбины расположен в полости между этим уплотнением и полостью турбины. Изобретение обеспечивает снижение потерь разделительного газа, протекающего через тракт дренажа окислителя, и улучшает динамические характеристики ротора. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

В ЖРД безгенераторной схемы наиболее эффективной по экономичности является система питания с раздельными ТНА окислителя и горючего. При этом для привода турбин используется восстановительный рабочий газ в виде горючего, газифицированного в тракте охлаждения камеры ЖРД.

При создании TНA окислителя особого внимания заслуживает конструктивная схема разделения насоса и турбины, от которой зависят взрывобезопасность ТНА, динамические характеристики его ротора, экономичность, величина утечек разделительного газа.

Известен кислородный турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя, содержащий насос окислителя, турбину, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины (Propulsion in Space Transportation. 5th Simposium International. 1996. Paris. Стр.15.70. Figure 10 - прототип).

Такой турбонасосный агрегат применительно к жидкостному ракетному двигателю безгенераторной схемы обладает следующими недостатками.

В ЖРД безгенераторной схемы восстановительный рабочий газ после турбины дожигается в камере двигателя. В результате этого давление рабочего газа в полости турбины превышает давление в камере и может составлять величину свыше 10 МПа. Для исключения соединения окислителя, протекающего через насос, и восстановительного рабочего газа турбины давление в тракте подвода разделительного газа должно быть выше давления рабочего газа. Это приводит к недопустимо большим потерям разделительного газа протекающего через тракт дренажа окислителя.

Кроме того, наличие между подшипником турбины и полостью турбины системы уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, требует увеличения расстояния от колес турбины до подшипника турбины. Это ухудшает динамические характеристики ротора и может привести к ограничению его частоты вращения.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков.

Технический эффект достигается тем, что в турбонасосном агрегате окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы, содержащем насос окислителя, турбину, работающую на газообразном горючем, подшипник турбины, систему уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины, между системой уплотнений и турбиной выполнен дренаж газа с уплотнением со стороны турбины, а подшипник турбины расположен в полости между этим уплотнением и полостью турбины. Между подшипником турбины и полостью турбины может быть выполнен подвод жидкого горючего. Между трактом дренажа газа и системой уплотнений может быть выполнен дополнительный тракт дренажа газа с уплотнением вала, отделяющим дренажи газа. Дренаж газа может быть соединен с трактом подвода газа в камеру двигателя.

Предлагаемый турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы представлен на фиг.1, 2, 3, 4:

фиг.1 - продольный разрез турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы;

фиг.2, 3, 4 - элементы системы разделения насоса и турбины, где

1 - насос,

2 - турбина,

3 - подшипник турбины,

4 - колеса турбины,

5 - система уплотнений, отделяющих насос окислителя от турбины,

6 - дренаж окислителя,

7 - дренаж газа,

8 - дренаж горючего,

9 - подвод разделительного газа,

10 - уплотнение окислителя,

11, 12, 13 - уплотнение,

14 - уплотнение со стороны турбины,

15 - тракт подвода жидкого горючего,

16 - дополнительный дренаж газа,

17 - уплотнение, отделяющее дренажи газа.

Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы (фиг.1) состоит из насоса 1, турбины 2, подшипника турбины 3, установленного возле колеса турбины 4, и системы уплотнений 5, отделяющих насос окислителя от турбины. Система уплотнений 5, отделяющих насос окислителя от турбины, включает (фиг.2) дренаж окислителя 6, дренаж газа 7, дренаж горючего 8 и подвод разделительного газа 9. Насос отделен от дренажа окислителя 6 уплотнением окислителя 10. Подвод разделительного газа 9 отделен от дренажа окислителя 6 уплотнением 11, а от дренажа горючего 8 - уплотнением 12. Дренаж газа 7 отделен от дренажа горючего 8 уплотнением 13, а от турбины - уплотнением турбины 14. В полость между подшипником турбины и турбиной через тракт 15 (фиг.3) может выполняться подвод жидкого горючего. Между дренажем газа и системой уплотнений может быть выполнен дополнительный дренаж газа 16 и уплотнение 17, разделяющее дренажи газа 7 и 16 (фиг.4).

При работе турбонасосного агрегата окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы через насос 1 протекает окислитель, а через турбину 2 - газообразное горючее, поступающее из тракта охлаждения камеры двигателя. Часть окислителя утекает через уплотнение окислителя 10 и отводится во внешнюю среду через дренаж окислителя 6. Часть рабочего газа турбины (газообразного горючего) протекает через подшипник турбины 3 и далее через уплотнение турбины 14. После уплотнения турбины 14 основная часть утечек газа отводится в окружающую среду через дренаж газа 7. Меньшая часть утечек газа проступает в дренаж горючего 8. В систему уплотнений 5, отделяющих насос окислителя от турбины, через подвод разделительного газа 9 подводится инертный по отношению к компонентам топлива разделительный газ. В кислородно-водородных ЖРД в качестве разделительного газа используется гелий. Разделительный газ проходит через уплотнения 11 и 12 и, перемешиваясь с окислителем и частью рабочего газа турбины, отводится в окружающую среду через дренаж окислителя 6 и дренаж горючего 8. В двигателе безгенераторной схемы температура рабочего газа турбины не превышает 350 К, что позволяет в осуществить охлаждение подшипника турбины 3 рабочим газом турбины, протекающим через уплотнение турбины 14, и установить подшипник турбины 3 между турбиной 2 и системой разделения 5 насоса и турбины. Эффективность охлаждения подшипника рабочим газом турбины подтверждена автономными испытаниями подшипников и испытаниями турбонасосного агрегата окислителя в составе кислородно-водородного двигателя. Дополнительно для снижения температуры в полости подшипника, то есть улучшения условий его работы, может быть выполнен подвод холодного горючего в полость между подшипником и турбиной с помощью специального тракта подвода жидкого горючего 15. Для повышения надежности разделения окислителя и газообразного горючего, снижения расхода разделительного газа между трактом дренажа газа и системой уплотнений может быть выполнен дополнительный дренаж газа 16 с уплотнением вала 17, отделяющим дренажи газа. Для снижения утечек из дренажа газа в окружающую среду дренаж газа 7 может быть соединен с трактом подвода газа в камеру двигателя.

Установка подшипника турбины 3 между турбиной 2 и системой разделения 5 насоса и турбины обеспечивает минимальное расстояние от рабочего колеса турбины до подшипника. Благодаря этому обеспечиваются высокая жесткость ротора, что позволяет обеспечить оптимальную частоту вращения насоса при достаточно высоком запасе, но критической частоте жесткого ротора.

В турбонасосном агрегате обеспечивается надежное разделение насоса и турбины. Давление в тракте дренажа окислителя 6 существенно ниже давления в полостях насоса, а давление в тракте дренажа газа 7 и в тракте вспомогательного дренажа 8 значительно меньше давления в полостях турбины. Это позволяет осуществлять разделение насоса и турбины при низком давлении в тракте подвода разделительного газа 9. Величина этого давления составляет ~0,01 МПа. Благодаря низкому давлению разделительного газа разделение насоса и турбины осуществляется при малых утечках разделительного газа в окружающую среду.


ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ОКИСЛИТЕЛЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ БЕЗГЕНЕРАТОРНОЙ СХЕМЫ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ОКИСЛИТЕЛЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ БЕЗГЕНЕРАТОРНОЙ СХЕМЫ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ОКИСЛИТЕЛЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ БЕЗГЕНЕРАТОРНОЙ СХЕМЫ
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ОКИСЛИТЕЛЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ БЕЗГЕНЕРАТОРНОЙ СХЕМЫ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 92.
20.01.2013
№216.012.1d2c

Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым. Жидкостный ракетный двигатель содержит как минимум одну регенеративно охлаждаемую камеру, устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат, агрегаты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472962
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.02.2013
№216.012.2b99

Энергоустановка

Энергетическая установка содержит паровую машину с системой подачи компонентов топлива, кинематически связанную с электрогенератором. Паровая машина выполнена в виде высокотемпературного парогазогенератора, например кислородно-водородного. На выходе паровой машины установлен турбонасосный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476688
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.32c0

Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя содержит четыре подвижных сферических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478535
Дата охранного документа: 10.04.2013
10.06.2013
№216.012.4910

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано в других областях техники. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, узел уплотнения, соединенный с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, согласно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484284
Дата охранного документа: 10.06.2013
20.06.2013
№216.012.4d30

Силовой блок двигательной установки ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. Силовой блок РН с управляемым вектором тяги содержит хвостовой отсек для установки маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и силовое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485342
Дата охранного документа: 20.06.2013
27.06.2013
№216.012.5142

Шаровой клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к шаровым клапанам с дистанционным управлением, и предназначено для использования, например, в ракетной технике для пуска и отсечки компонентов в агрегаты двигателя. Шаровой клапан содержит корпус с переходниками входа, выхода и дренажа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002486395
Дата охранного документа: 27.06.2013
10.08.2013
№216.012.5dc5

Клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к клапанам с пневматическим управлением, и предназначено для пуска и отсечки рабочего тела. Клапан содержит корпус с входным и выходным патрубками, элемент с втулкой на ребрах и седлом, установленный в корпус, подпружиненный затвор с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489626
Дата охранного документа: 10.08.2013
20.08.2013
№216.012.612c

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, и турбонасосный агрегат с корпусом турбины и насосами, и с возможностью качания камеры сгорания с цапфами в районе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490508
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.09.2013
№216.012.6cf1

Измерительное устройство

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в производстве арматуры питания газогидравлических машин для изготовления компенсирующих втулок. Заявленное измерительное устройство содержит штангу со шкалой на одном ее конце, установленную на другом конце штанги...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493540
Дата охранного документа: 20.09.2013
10.10.2013
№216.012.73a7

Устройство для слива топливного компонента из бака изделия

Изобретение может быть использовано в конструкциях хвостовых блоков для слива топливного компонента из бака изделия через вентиль слива, расположенный на донной тепловой защите двигателя. Устройство для слива топливного компонента из бака изделия содержит трубопровод, вентиль слива, проходник,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495264
Дата охранного документа: 10.10.2013
Показаны записи 1-10 из 97.
20.01.2013
№216.012.1d2c

Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым. Жидкостный ракетный двигатель содержит как минимум одну регенеративно охлаждаемую камеру, устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат, агрегаты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472962
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.02.2013
№216.012.2b99

Энергоустановка

Энергетическая установка содержит паровую машину с системой подачи компонентов топлива, кинематически связанную с электрогенератором. Паровая машина выполнена в виде высокотемпературного парогазогенератора, например кислородно-водородного. На выходе паровой машины установлен турбонасосный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476688
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.32c0

Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя содержит четыре подвижных сферических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478535
Дата охранного документа: 10.04.2013
10.06.2013
№216.012.4910

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано в других областях техники. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, узел уплотнения, соединенный с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, согласно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484284
Дата охранного документа: 10.06.2013
20.06.2013
№216.012.4d30

Силовой блок двигательной установки ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. Силовой блок РН с управляемым вектором тяги содержит хвостовой отсек для установки маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и силовое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485342
Дата охранного документа: 20.06.2013
27.06.2013
№216.012.5142

Шаровой клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к шаровым клапанам с дистанционным управлением, и предназначено для использования, например, в ракетной технике для пуска и отсечки компонентов в агрегаты двигателя. Шаровой клапан содержит корпус с переходниками входа, выхода и дренажа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002486395
Дата охранного документа: 27.06.2013
10.08.2013
№216.012.5dc5

Клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к клапанам с пневматическим управлением, и предназначено для пуска и отсечки рабочего тела. Клапан содержит корпус с входным и выходным патрубками, элемент с втулкой на ребрах и седлом, установленный в корпус, подпружиненный затвор с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489626
Дата охранного документа: 10.08.2013
20.08.2013
№216.012.612c

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, и турбонасосный агрегат с корпусом турбины и насосами, и с возможностью качания камеры сгорания с цапфами в районе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490508
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.09.2013
№216.012.6cf1

Измерительное устройство

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в производстве арматуры питания газогидравлических машин для изготовления компенсирующих втулок. Заявленное измерительное устройство содержит штангу со шкалой на одном ее конце, установленную на другом конце штанги...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493540
Дата охранного документа: 20.09.2013
10.10.2013
№216.012.73a7

Устройство для слива топливного компонента из бака изделия

Изобретение может быть использовано в конструкциях хвостовых блоков для слива топливного компонента из бака изделия через вентиль слива, расположенный на донной тепловой защите двигателя. Устройство для слива топливного компонента из бака изделия содержит трубопровод, вентиль слива, проходник,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495264
Дата охранного документа: 10.10.2013
+ добавить свой РИД