Двигательная установка жидкостной ракеты


 


Владельцы патента RU 2451199:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Целью предполагаемого изобретения является разработка такой конструкции ракетного блока, которая была бы лишена упомянутых недостатков. Двигательная установка снабжена (как минимум, по одному конструктивному элементу) дополнительной емкостью высокого давления для компонента топлива, газогенератором для выработки рабочего тела турбины БТНА путем сжигания в нем компонентов топлива, причем газовая «подушка» дополнительной емкости высокого давления соединена трубопроводом с баллоном сжатого газа, жидкостная часть этой емкости соединена с форсунками газогенератора, выход газогенератора соединен со входом в турбину БТНА, а выхлопной патрубок турбины соединен с газовой «подушкой» топливного бака и/или с окружающей средой. Изобретение обеспечивает снижение массы двигательной установки и улучшение эксплуатационных характеристик. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Известно, что основными составляющими жидкостной ракеты или разгонного блока являются топливные баки (окислителя и горючего), ЖРД, силовые элементы и система управления. Исходя из задачи минимизации массы топливных баков, при использовании насосной системы подачи топлива, давление в них назначают минимальным - обычно на уровне 0,15-0,35 МПа. Такого уровня давления недостаточно для бескавитационной работы высокооборотных лопастных насосов ЖРД, что заставляет разработчиков двигателей применять специальные низкооборотные дополнительные насосы, устанавливаемые между баком и основным насосом двигателя. Напор, создаваемый таким предвключенным насосом, составляет небольшую величину, необходимую лишь для обеспечения нормальной (бескавитационной) работы основного насоса (обычно 0,3-1,5 МПа). Конструктивное исполнение такого преднасоса может быть разным, вплоть до снабжения его индивидуальным турбоприводом и оформления его совместно с турбиной (газовой или гидравлической) в автономный конструктивно обособленный агрегат, называемый бустерным турбонасосным агрегатом (БТНА). БТНА может размещаться непосредственно на раме двигателя, а может размещаться на любом участке топливного трубопровода от бака до двигателя. По такой схеме работает множество ЖРД, например американский двигатель «Эроджет» тягой 182 т (Иностранные авиационные и ракетные двигатели, 1971 г, ЦИАМ, стр.473). Такое же техническое решение заложено в конструкцию двигателя SSME (см. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, с.225).

Предельным случаем является размещение БТНА непосредственно на выходной горловине бака. В этом случае максимально реализуются следующие преимущества:

- уменьшается в 1,5-2 раза диаметр топливного трубопровода на всем участке от бака до двигателя. Это дает возможность снизить массу топливной системы и облегчить прокладку трубопровода по борту ракеты и в двигательном отсеке;

- появляется дополнительная возможность снижения давления в топливном баке на величину гидравлического сопротивления топливного трубопровода;

- для криогенного компонента топлива облегчается процесс захолаживания конструкции двигателя (конструктивные элементы БТНА захолаживаются автоматически при заправке бака компонентом топлива).

- улучшается динамика топливного трубопровода за счет воздействия на нее большого перепада давления между входом и выходом, что важно для этапа запуска двигателя и других переходных процессов.

Питание турбины БТНА традиционно осуществляется от систем двигателя либо генераторным газом, отбираемым от систем двигателя (в случае использования газовой турбины в БТНА), либо высоконапорным жидким компонентом топлива, отбираемым из занасосной магистрали двигателя (в случае использования гидравлической турбины в БТНА). Отвод рабочего тела после турбины осуществляется, как правило, в окружающую среду через сопла (если рабочее тело - газ), либо в магистраль с низким давлением (в основном, когда рабочим телом является жидкость). Примером известной реализации двигательной установки, принятой за прототип, является двигательная установка разгонного блока "ДМ" с двигателем 11Д58М, в которой БТНА горючего и окислителя размещены непосредственно в днищах одноименных баков, а газовые турбины этих БТНА последовательно питаются высокотемпературным газом высокого давления, отобранным после газогенератора (перед турбиной основного ТНА) двигателя. Выброс отработанного газа на турбинах БТНА в этом блоке осуществляется в окружающую среду через сопла крена (см. С.П.Уманский. Ракеты-носители, космодромы. М.: Рестарт+, 2001, с.46, 88).

Недостатками примененного в прототипе конструкторского решения являются:

- наличие протяженных коммуникаций подвода рабочего тела турбины от двигателя к БТНА, которые увеличивают массу двигательной установки;

- конструктивный отрыв БТНА от двигателя затрудняет экспериментальную отработку системы "БТНА-двигатель" из-за необходимости имитации стендовыми средствами объектовых условий размещения БТНА при обеспечении газодинамической связи газогенератора двигателя и турбины БТНА;

- полная невозможность совместной экспериментальной отработки БТНА и отдельного двигателя в случае использования в составе двигательной установки нескольких автономных двигателей;

- затруднена реализация синхронного запуска БТНА и двигателя из-за большой протяженности трубопровода подвода рабочего тела к турбине от двигателя;

- газ после турбины БТНА, выбрасываемый в окружающую среду, используется в полезных целях лишь частично (только лишь на создание тягового усилия в соплах крена), в то время как его энергетический запас может быть достаточным и для наддува топливного бака.

Целью предлагаемого изобретения является разработка такой конструкции ракетного блока, которая была бы лишена упомянутых недостатков и имела бы преимущества за счет:

- исключения протяженного трубопровода подвода рабочего тела к турбине БТНА от двигателя;

- обеспечения возможности независимой автономной отработки как БТНА, так и двигателя;

- сведения на нет значимости вопроса обеспечения синхронного запуска БТНА и двигателя, поскольку запуск БТНА может осуществляться с опережением запуска двигателя;

- обеспечения использования газа, отработанного в турбине БТНА, для наддува топливного бака;

Указанная цель достигается тем, что двигательная установка жидкостной ракеты включает топливный бак, жидкостный ракетный двигатель, бустерный турбонасосный агрегат с турбиной, баллон со сжатым газом, трубопроводы с запорной и управляющей арматурой, при этом установка снабжена (как минимум, по одному конструктивному элементу) дополнительной емкостью высокого давления для компонента топлива, газогенератором для выработки рабочего тела турбины БТНА путем сжигания в нем компонентов топлива, причем газовая «подушка» дополнительной емкости высокого давления соединена трубопроводом с баллоном сжатого газа, жидкостная часть этой емкости соединена с форсунками газогенератора, выход газогенератора соединен со входом в турбину БТНА, а выхлопной патрубок турбины соединен с газовой «подушкой» топливного бака и/или с окружающей средой.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется схемой, приведенной на фиг.1, где:

1 - бак окислителя;

2 - бак горючего;

3 - жидкостный ракетный двигатель;

4 - турбины БТНА;

5 - дополнительная емкость окислителя высокого давления;

6 - дополнительная емкость горючего высокого давления;

7 - баллоны со сжатым газом;

8, 9 - топливные трубопроводы;

10 - газогенератор, работающий с избытком окислителя;

11 - газогенератор, работающий с избытком горючего;

12 - трубопроводы наддува топливных баков;

13 - выбросы отработанных на турбинах газов в окружающую среду;

14 - клапаны подачи газа высокого давления для наддува емкостей 5, 6;

15 - клапаны подачи компонентов топлива в газогенераторы 10 и 11;

16 - насосы БТНА;

17 - клапаны пусковые.

Предлагаемая двигательная установка работает следующим образом. Перед пуском РН топливные баки окислителя и горючего 1 и 2 и дополнительные емкости 5 и 6 заправляются компонентами топлива до клапанов 15 и 17, которые в исходном состоянии закрыты. Насосы 16 БТНА при этом заполняются компонентами топлива. Баллоны 7 заполняются сжатым газом (как правило, гелием или азотом) до клапанов 14. Клапаны 14 закрыты. По команде "запуск" клапаны 14 открываются, и создается давление в дополнительных емкостях 5 и 6. Затем открываются клапаны 15, чем обеспечивается поступление компонентов топлива в газогенераторы 10 и 11, в которых начинается процесс горения, и происходит их запуск. Одновременно с запуском газогенераторов происходит раскрутка БТНА и наддув топливных баков выхлопными газами турбины. В процессе или после выхода на рабочий режим БТНА открываются пусковые клапаны 17, и компоненты топлива поступают в двигатель под давлением, создаваемым работающим БТНА.

Выключение двигательной установки осуществляется выключением двигателя и закрытием клапанов 15 и 14.

Предполагаемое изобретение за счет установки дополнительных емкостей высокого давления и газогенераторов для выработки рабочих тел турбин БТНА непосредственно в районе размещения последних позволяет реализовать компоновочную схему двигательной установки с уменьшенными диаметрами топливных трубопроводов с минимальной протяженностью трубопроводов подвода рабочего тела к турбинам БТНА, свести на нет проблему синхронизации запуска БТНА и двигателя (благодаря возможности независимого опережающего запуска газогенератора и БТНА), проводить экспериментальную отработку БТНА на автономном стенде независимо от отработки двигателя.

Двигательная установка жидкостной ракеты, включающая в себя топливный бак, жидкостный ракетный двигатель, бустерный турбонасосный агрегат с турбиной, баллон со сжатым газом, а также трубопроводы с запорной и управляющей арматурой, отличающаяся тем, что она снабжена дополнительной емкостью высокого давления для компонента топлива, газогенератором для выработки рабочего тела турбины бустерного турбонасосного агрегата путем сжигания в нем компонентов топлива, причем газовая «подушка» дополнительной емкости соединена трубопроводом с баллоном сжатого газа, жидкостная часть этой емкости соединена с форсунками газогенератора, выход газогенератора соединен с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, а выхлопной патрубок турбины соединен с газовой «подушкой» топливного бака и/или с окружающей средой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к турбонасосному агрегату жидкостного ракетного двигателя. .

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбона-сосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей, в том числе работающих на криогенных компонентах.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно для перекачки жидкостей в жидкостных ракетных двигателях. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления вектором тяги жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях

Изобретение относится к ракетной технике, в частности жидкостным ракетным двигателям

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзведных перелетов с жидкостным ракетным двигателем, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН

Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному

Изобретение относится к ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД
Наверх