Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием

 

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием содержит камеру сгорания, окислительный газогенератор, соосные основные насосы горючего и окислителя турбонасосного агрегата, дополнительный насос подачи горючего в газогенератор. Привод дополнительного насоса осуществлен через мультипликатор с передаточным отношением 1,5...2,5, мультипликатор механически подключен к валу основного насоса горючего со стороны подвода горючего в основной насос и внутренняя полость мультипликатора сообщена с внутренними полостями основного насоса со стороны входа горючего. Изобретение позволяет создать жидкостный ракетный двигатель с дополнительным насосом горючего при оптимальных характеристиках насоса, т.е. при оптимальной быстроходности, кпд и массе, что, в свою очередь, приводит к снижению потребной мощности, температуры окислительного газа на выходе в турбину и массы всего турбонасосного агрегата. 1 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа, а более конкретно к двигателям с окислительным двухкомпонентным газогенератором, с дополнительным насосом в линии питания горючим газогенератора.

Известны ЖРД с дожиганием генераторного газа с однороторным турбонасосным агрегатом (ТНА), у которого турбина и насосы окислителя и горючего расположены на одной оси и питание горючим газогенератора и камеры сгорания осуществлено с отбором от одного насоса горючего (см. описание к авторскому свидетельству СССР 1774046 А1, МПК 7 F 02 K 9/48, 1992).

Поскольку подача горючего в таких ЖРД производится от одного насоса с одним давлением, а на газогенератор требуется большее давление, чем на камеру сгорания, на величину перепада давления основной турбины, то насос горючего получается переразмеренным как по массе, так и по габаритам.

Указанный недостаток частично устранен в ЖРД с дожиганием с основным и дополнительным насосом горючего, выбранным в качестве ближайшего аналога.

Известный ЖРД с дожиганием (см. книгу Гахуна Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, Москва, Машиностроение, 1989, стр. 92, рис.5.6) имеет дополнительный насос горючего для питания газогенератора, установленный на общей оси турбонасосного агрегата с забором горючего на вход дополнительного насоса с выхода основного насоса горючего. Такое расположение позволяет увеличить давление горючего до необходимого уровня для питания газогенератора лишь части горючего и уменьшить тем самым общую мощность, затрачиваемую на подачу горючего в камеру сгорания и газогенератор.

Тем не менее, обороты ротора дополнительного насоса горючего в известном ЖРД определяются кавитационными свойствами основных насосов горючего и окислителя и соответственно кпд такого насоса из-за низкой его быстроходности не является достаточно высоким (15-20%), а масса оптимальной.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в создании ЖРД с дополнительным насосом горючего при его оптимальных основных характеристиках, то есть, при его оптимальной быстроходности, кпд и массе, что, в свою очередь, приводит к снижению потребной мощности, температуры окислительного газа на входе в турбину и массы всего ТНА.

Поставленная задача решается тем, что в ЖРД с дожиганием, содержащем камеру сгорания, окислительный газогенератор, соосные основные насосы горючего и окислителя турбонасосного агрегата и дополнительный насос подачи горючего в газогенератор, привод дополнительного насоса осуществлен через мультипликатор с передаточным отношением 1,5...2,5, механически подключенный к валу основного насоса горючего со стороны подвода горючего в основной насос и внутренняя полость мультипликатора сообщена с внутренними полостями основного насоса со стороны входа горючего.

Привод дополнительного насоса через мультипликатор с передаточным отношением 1,5...2,5 от вала основного горючего позволяет выйти на такую частоту вращения, которая обеспечивает получение оптимальных характеристик ступени по кпд (50-60%) и массе при соответствующем снижении потребной мощности на ее привод, одновременно достигается понижение температуры окислительного газа на входе в турбину и массы всего ТНА. Размещение мультипликатора со стороны подвода горючего позволяет выполнить стенки корпуса мультипликатора с минимальными толщинами, поскольку внутренняя полость мультипликатора конструктивно сообщается с полостью низкого давления основного насоса горючего.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

ЖРД с дожиганием генераторного газа содержит камеру сгорания 1, подключенную, соответственно, по линиям питания горючим и окислительным газом к турбонасосному агрегату 2 и к газогенератору 3. ТНА выполнен однороторным. Конструктивно ТНА состоит из двух основных составных частей: турбины 4 с насосом окислителя 5 и основного насоса горючего 6 с пусковой пиротурбиной 7. Каждая часть содержит свой вал, а именно вал насоса окислителя 8 и вал основного насоса горючего 9, соединенные рессорой 10. Валы установлены на подшипниках (не показаны). Со стороны подвода горючего 11 к валу 9 основного насоса горючего через шестеренчатый мультипликатор 12 механически подключен дополнительный насос горючего 13. Гидравлически же вход 14 дополнительного насоса подключен к выходу 15 основного насоса горючего, а выход его через линию питания горючим 16, регулятор тяги 17 и отсечной клапан 18 подключен к двухкомпонентному газогенератору 3. Кроме того, выход 15 подключен через регулятор соотношения компонентов 19 и клапан 20 с трактом охлаждения 4 камеры сгорания 1. Внутренняя полость корпуса 21 мультипликатора с размещенными в ней шестеренками гидравлически подключена ко входу основного насоса горючего 6. Выход насоса окислителя через клапан 22 подключен к газогенератору 3 по линии 23, а выхлод из газогенератора - к головке камеры сгорания 1 по линии 24.

В процессе работы ЖРД и при его запуске весь расход окислителя подается из насоса по линии 23 на окислительный газогенератор 3. Одновременно горючее подается с выхода 15 из основного насоса горючего 6 на камеру сгорания 1 и на вход 14 дополнительного насоса 13. Получив в нем дополнительный напор на больших оборотах с большим кпд, горючее по линии 16 попадает на сгорание в газогенератор 3. Вращение ротора дополнительного насоса 13 с частотой большей, чем вращение ротора насоса 6, происходит за счет передаточного отношения мультипликатора порядка 1,5...2,5, что позволяет получить кпд дополнительного насоса 50-60%. Учитывая то, что внутренняя полость мультипликатора сообщена с внутренними полостями основного насоса горючего со стороны входа, то есть с полостями малого давления, то при работе внутри корпуса мультипликатора также устанавливается давление незначительного порядка, что позволяет выполнить этот корпус с минимальным весом.

Увеличение кпд дополнительного насоса приводит к снижению потребной мощности на его привод, температуры окислительного газа на входе в основную турбину и, как следствие, к снижению общей массы ТНА.

Данное изобретение может быть использовано и в ЖРД с восстановительным газогенератором (подобный ЖРД описан, например, в патенте России 2099569, МПК7 F 02 K 9/48, 1997), но в этом случае мультипликатор следует установить на насосе окислителя для дополнительного насоса окислителя.

Формула изобретения

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий камеру сгорания, окислительный газогенератор, соосные основные насосы горючего и окислителя турбонасосного агрегата, дополнительный насос подачи горючего в газогенератор, отличающийся тем, что привод дополнительного насоса осуществлен через мультипликатор с передаточным отношением 1,5. . . 2,5, механически подключенный к валу основного насоса горючего со стороны подвода горючего в основной насос, и внутренняя полость мультипликатора сообщена с внутренними полостями основного насоса со стороны входа горючего.

РИСУНКИ

Рисунок 1