×
20.08.2015
216.013.719e

ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002560656
Дата охранного документа
20.08.2015
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
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.
Реферат Свернуть Развернуть

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

Показаны записи 1-10 из 244.
10.01.2013
№216.012.1828

Летательный аппарат "летающая тарелка"

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак, приборный отсек, газотурбинный двигатель, включающий компрессор, камеру сгорания, турбину, регулируемый сопловой аппарат, включающий сопловые...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002471676
Дата охранного документа: 10.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d79

Мобильный боевой лазерный комплекс и способ повышения боевой эффективности комплекса

Группа изобретений относится к боевой технике. Боевой комплекс наземного лазера содержит боевую машину с боевым лазером в верхней части. Боевая машина выполнена на основе танка, содержащего гусеничную ходовую часть, нижнюю платформу, емкости окислителя и горючего. Боевой лазер установлен выше...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473039
Дата охранного документа: 20.01.2013
10.02.2013
№216.012.2401

Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474719
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.02.2013
№216.012.26a9

Летательный аппарат "летающая тарелка"

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета. Летательный аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак, приборный отсек, газотурбинный двигатель. Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло. Двигатель установлен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475417
Дата охранного документа: 20.02.2013
20.02.2013
№216.012.2892

Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой

Устройство относится к боевой технике и может применяться в космических боевых установках с использованием лазера. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой содержит установленные на орбитальной станции источник энергии и, по меньшей мере, один резонатор. Орбитальная станция выполнена с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475906
Дата охранного документа: 20.02.2013
20.02.2013
№216.012.2893

Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой

Устройство относится к боевой технике и может быть использовано в космических войсках. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой содержит резонатор, газодинамический тракт с нанесенным на внутреннюю поверхность внутренней стенки слоем, включающим ядра урана 235, наполненный рабочей газовой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475907
Дата охранного документа: 20.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bab

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476706
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bad

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476708
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bae

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий, в свою очередь, основную турбину, насосы и пусковую турбину,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476709
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.03.2013
№216.012.2e8a

Зенитная ракета

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам. Зенитная ракета содержит головную часть, корпус осесимметричной формы, четыре рулевые реактивные сопла на заднем торце корпуса, стабилизаторы на задней части корпуса и на головной части. Внутри корпуса установлены взрывное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477445
Дата охранного документа: 10.03.2013
Показаны записи 1-10 из 244.
10.01.2013
№216.012.1828

Летательный аппарат "летающая тарелка"

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак, приборный отсек, газотурбинный двигатель, включающий компрессор, камеру сгорания, турбину, регулируемый сопловой аппарат, включающий сопловые...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002471676
Дата охранного документа: 10.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d79

Мобильный боевой лазерный комплекс и способ повышения боевой эффективности комплекса

Группа изобретений относится к боевой технике. Боевой комплекс наземного лазера содержит боевую машину с боевым лазером в верхней части. Боевая машина выполнена на основе танка, содержащего гусеничную ходовую часть, нижнюю платформу, емкости окислителя и горючего. Боевой лазер установлен выше...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473039
Дата охранного документа: 20.01.2013
10.02.2013
№216.012.2401

Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474719
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.02.2013
№216.012.26a9

Летательный аппарат "летающая тарелка"

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета. Летательный аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак, приборный отсек, газотурбинный двигатель. Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло. Двигатель установлен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475417
Дата охранного документа: 20.02.2013
20.02.2013
№216.012.2892

Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой

Устройство относится к боевой технике и может применяться в космических боевых установках с использованием лазера. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой содержит установленные на орбитальной станции источник энергии и, по меньшей мере, один резонатор. Орбитальная станция выполнена с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475906
Дата охранного документа: 20.02.2013
20.02.2013
№216.012.2893

Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой

Устройство относится к боевой технике и может быть использовано в космических войсках. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой содержит резонатор, газодинамический тракт с нанесенным на внутреннюю поверхность внутренней стенки слоем, включающим ядра урана 235, наполненный рабочей газовой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475907
Дата охранного документа: 20.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bab

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476706
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bad

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476708
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bae

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий, в свою очередь, основную турбину, насосы и пусковую турбину,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476709
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.03.2013
№216.012.2e8a

Зенитная ракета

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам. Зенитная ракета содержит головную часть, корпус осесимметричной формы, четыре рулевые реактивные сопла на заднем торце корпуса, стабилизаторы на задней части корпуса и на головной части. Внутри корпуса установлены взрывное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477445
Дата охранного документа: 10.03.2013
+ добавить свой РИД