Турбонасосный агрегат


 


Владельцы патента RU 2548331:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Турбонасосный агрегат (ТНА), имеющий в своем составе ротор и статор, согласно изобретению, снабжен размещенным в статоре подвижным в осевом направлении управляемым плунжером с рабочим торцом, а на роторе предусмотрен ответный торец, причем в рабочем положении плунжера оба торца находятся в силовом контакте для удержания ротора в неподвижном положении. Кроме того, статор сообщен с плунжером герметичным сильфоном, сообщенным со штуцером управляющего давления, со стороны, противоположной рабочему торцу. Изобретение обеспечивает предотвращение вращения вала ТНА в режиме авторотации при продувках и технологических работах на двигателе для увеличения ресурса работы подшипников и других элементов ТНА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Одной из основных задач, стоящих при создании турбонасосных агрегатов (ТНА) ЖРД является обеспечение достаточного ресурса работы подшипников ТНА, режимы и условия работы которых характеризуются большими скоростями вращения и высокими нагрузками. Смазка и охлаждение подшипников при работе ТНА, как правило, осуществляется компонентами топлива. В ходе проведения работ по подготовке двигателя к штатным режимам работы или при послепусковых работах (захолаживание, технологические продувки) имеет место вращения вала ТНА в режиме авторотации при недостаточном охлаждении и смазке подшипников. Это приводит к повышенной выработке ресурса подшипников, что недопустимо для двигателей многократного использования.

Целью предлагаемого изобретения является предотвращение вращения вала ТНА в режиме авторотации при продувках и технологических работах на двигателе для увеличения ресурса работы подшипников и других элементов ТНА.

Поставленная цель достигается тем, что турбонасосный агрегат, имеющий в своем составе ротор и статор, согласно изобретению, снабжен размещенным в статоре подвижным в осевом направлении управляемым плунжером с рабочим торцом, а на роторе предусмотрен ответный торец, причем в рабочем положении плунжера оба торца находятся в силовом контакте для удержания ротора в неподвижном положении. Кроме того, статор сообщен с плунжером герметичным сильфоном, сообщенным со штуцером управляющего давления, со стороны, противоположной рабочему торцу.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется одной из возможных конструктивных схем, приведенной на фиг. 1, где показаны следующие элементы конструкции ТНА:

1. Плунжер с торцом T1.

2. Пружина.

3. Статор насоса.

4. Сильфон.

5. Штуцер.

6. Гидрозатвор с торцом Т2, жестко связанный с валом ротора.

7. Вал ротора.

8. Шлицевое соединение плунжера 1 со статором 3.

9. Входная полость насоса.

10. Дренажная полость насоса.

Согласно схеме, представленной на фиг. 1, устройство для удержания ротора в неподвижном положении состоит из плунжера с торцом T1 1, подпружиненным пружиной 2, для обеспечения возвращения плунжера 1 в исходное состояние. Со стороны, противоположной рабочему торцу T1, сообщен со штуцером 5. Для обеспечения тормозящего крутящего момента на гидрозатворе 6, жестко связанным с валом ротора 7, предусмотрен торец Т2. Для обеспечения установки в ходе сборки ТНА на плунжере 1 предусмотрено шлицевое 8 соединение со статором 3.

Работа тормозного устройства, представленного на фиг. 1, происходит следующим образом. При отсутствии управляющего давления в полости сильфона 4, сообщенной со штуцером 5, плунжер 1 под действием пружины 2 отведен в крайнее левое положение, так что между торцами T1 и Т2 образуется зазор, не препятствующий вращению вала ротора 7. ТНА в данном положении элементов может штатно функционировать. При этом возможные утечки компонента топлива через зазор между торцами T1 и Т2 сбрасываются в дренажную полость насоса 10.

После выключения двигателя (или до начала его работы) при невращающемся (или при медленно вращающемся) роторе подается управляющее давление в штуцер 5, под действием которого сильфон 4 расширяется и, преодолевая усилие пружины 2, передвигает плунжер 1 вправо до силового контакта T1 с торцом Т2. За счет действия сил трения возникает тормозящий крутящий момент, который и удерживает вал 7 от вращения. Одновременно за счет устранения зазора между торцами T1 и Т2 прекращается беспрепятственная утечка компонента топлива из полости 9 в дренажную полость 10, что позволяет избавиться от так называемых стояночных уплотнений ротора, необходимых в некоторых случаях для предотвращения больших утечек компонентов топлива по зазорам между ротором и статором насоса во время длительной стоянки ракеты с заправленными баками или при «захолаживании» конструкции ТНА криогенным топливом пред запуском двигателя.

В таком (рабочем) положении тормозного устройства на двигателе можно проводить различные продувочные (или промывочные) операции, не опасаясь вращения вала ротора 7 ТНА в режиме авторотации.

При снятии команды (стравливании давления из штуцера 5) плунжер 1 под действием пружины 2 возвращается в исходное состояние. Вал ротора 7 ТНА может начинать штатное функционирование. Отсутствие контакта между торцами T1 и Т2 в момент запуска, при работе и при выключении двигателя гарантирует многократную работу тормозного устройства (без износа торцов и без потери их уплотнительных свойств), что важно для двигателей многократного использования. При этом обеспечивается увеличение ресурса подшипников и других элементов ТНА за счет исключения вращения ротора при технологических операциях на двигателе, связанных с продувкой (проливкой) рабочим телом, создающих вращательный крутящий момент на рабочих колесах турбины или насосов.

1. Турбонасосный агрегат, имеющий в своем составе ротор и статор, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат снабжен размещенным в статоре подвижным в осевом направлении управляемым плунжером с рабочим торцом, а на роторе предусмотрен ответный торец, причем в рабочем положении плунжера оба торца находятся в силовом контакте для удержания ротора в неподвижном положении.

2. Турбонасосный агрегат по п. 1, отличающийся тем, что статор соединен с плунжером герметичным сильфоном, сообщенным со штуцером управляющего давления, со стороны, противоположной рабочему торцу.



 

Похожие патенты:
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую подают боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь.

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ работы кислородно-керосиновых ЖРД и ракетная двигательная установка, основанный на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающий подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, причем полимерную ПТП вводят из дополнительного бачка и смешивают с потоком чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего двигателя в процессе запуска и работы двигателя в смесителе, установленном в этой магистрали.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях систем питания импульсных ракетных двигателей двигательных установок, использующих жидкие криогенные компоненты топлива и предназначенных для реактивных систем управления летательных аппаратов.

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенный с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, при этом газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, причем в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·106 до 4,9·106 в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D2 определяют по формуле D1 - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего; A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ; B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ; - отношение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения к напору насоса подачи компонента без ПИБ, чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ЖРД.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%.

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) для увода на орбиты утилизации или в указанные районы падения.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно, кислородно-керосинового-водородного, заключающийся в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, при этом на режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД имеет в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, согласно изобретению вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя. Изобретение обеспечивает исключение генераторного газа высокой температуры как рабочего тела привода турбины бустерного турбонасосного агрегата. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок ракетных блоков, использующих криогенные компоненты топлива для питания жидкостного ракетного двигателя и импульсных двигателей систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска. В объединенной двигательной установке ракетного блока, включающей баки для криогенных компонентов топлива 1, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру 2, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 3, использующие газообразные компоненты топлива, емкости 4 для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей 3, емкости расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией 5, при этом стенки емкости соединены со стенками баков термомостами 6 с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители 7 и трубопроводы 11, 12 с отсечными клапанами 9, 10, с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА 8 и трактов охлаждения камеры 2, а в емкостях установлены датчики давления 13 и температур 14 газообразных компонентов топлива, выполняющих функцию чувствительных элементов системы управления ракетного блока. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок ракетных блоков, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты питания и регулирования. Камера включает внутреннюю профилированную оболочку, на внешней поверхности которой выполнены ребра тракта охлаждения, наружную профилированную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней по вершинам ребер тракта охлаждения. Оболочки и ребра образуют каналы охлаждения, при этом между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, причем наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения. Перемычки соединяют между собой группы ребер, причем между группами ребер, с каждой их стороны, выполнен канал, ширина которого равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек, при этом соседние перемычки расположены со смещением относительно друг друга на величину, равную ширине канала охлаждения в месте их расположения, при этом ширина перемычек равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек. Группы ребер содержат по три ребра. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы ЖРД за счет повышения устойчивости внутренней оболочки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания. ЖРД, содержащий раму, агрегаты, расходные магистрали, камеру, которая включает коллекторы горючего на сопле и цилиндрической части, трубопровод переброса горючего между коллекторами с установленным в нем клапаном слива горючего, в котором согласно изобретению в трубопроводе переброса горючего между коллекторами перед клапаном слива горючего установлен тройник, к резьбовому штуцеру которого пристыкована магистраль слива горючего, состоящая из переходника, трубопровода и пуско-отсечного многоразового клапана, закрепленного на растяжке рамы, между переходником и трубопроводом магистрали слива горючего установлен эксцентриковый компенсатор, в разъемном соединении между трубопроводом и пуско-отсечным многоразовым клапаном магистрали слива горючего установлен поворотный фланец, а хомуты крепления пуско-отсечного многоразового клапана к растяжке рамы выполнены регулируемыми, при этом трубопровод магистрали слива горючего выполнен с компенсационным изгибом. Изобретение обеспечивает повышение надежности и продолжительности работы камеры за счет исключения появления коксообразной пленки на внутренней оболочке камеры со стороны охлаждающего тракта во время нескольких выключений двигателя на останове. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР). Траекторию выведения ступени РКН разделяют на два этапа. На первом этапе осуществляют выработку рабочих запасов топлива через маршевый ЖРД. На втором этапе одновременно с выключением маршевого ЖРД запускают СИРЭР, осуществляют газификацию остатков топлива в обоих баках и дополнительную отработку импульса маневра ступени. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ракеты космического назначения с маршевым жидкостным ракетным двигателем.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигательным установкам (ЖРДУ) с дожиганием генераторного газа. ЖРДУ включает баки окислителя и горючего, несколько модульных ЖРД, общую силовую раму и рулевые гидроприводы, при этом каждый модульный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, насосов горючего и окислителя, газогенератор, агрегаты автоматики, трубопроводы подачи горючего и окислителя в газогенератор и камеру сгорания и карданный подвес с рулевыми гидроприводами для изменения положения ракеты в пространстве, при этом в качестве модульных двигателей применены жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), выполненные по схеме с дожиганием генераторного газа, причем камера двигателя закреплена относительно силовой рамы в карданном подвесе, имеющем сильфонный узел, который через газовод соединен с выходом из турбины, а другой стороной соосно соединен с головкой камеры сгорания, при этом силовая рама представляет собой цельносварную ферменную конструкцию, состоящую из четырех равнозначных секций, выполненных из силовых стержней, и квадратной секции, в углах которой закреплены опорные площадки, а соединение силовой рамы с кольцом шпангоута ракеты осуществлено четырьмя силовыми стержнями, одни концы которых закреплены на каждой опорной площадке, а другие концы - пяты - прикреплены к кольцу шпангоута ракеты, причем указанные силовые стержни равномерно расположены по кольцу шпангоута, при этом соединение силовой рамы с двигателями выполнено с помощью опорных цилиндров, размещенных между опорными площадками и опорными кольцами сильфонного узла в месте крепления газовода, при этом ось опорных цилиндров совпадает с осью камер двигателей. Изобретение обеспечивает повышение жесткости и прочности конструкции. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит четыре камеры, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, бустерные турбонасосные агрегаты окислителя (БТНАО) и горючего (БТНАГ), газоводы, магистрали окислителя и горючего, системы продувки и управления, агрегаты регулирования и управления, сильфоны в газоводах, при этом в его магистралях перед входом окислителя в БТНАО и входом окислителя на его гидротурбину, в автомат осевой разгрузки ТНА перед входом окислителя в газогенератор неподвижно установлены фильтры с сеткой тонкостью фильтрации 0,03-0,05 мм и отверстиями диаметром 0,13-0,2 мм, предотвращающими прохождение частиц засорений диаметром, большим ячеек фильтров, и общей площадью поверхности фильтрации, превышающей внутренний диаметр магистрали или трубопровода в 1,5-2 раза. Предложено также использование охлаждаемых сильфонов в газоводах блоков гибких трубопроводов, в системе запуска на входе в пусковой баллон установлена решетка, в системе управления на входе и выходе электропневмоклапанов установлены сетчатые фильтры, в магистрали подвода горючего установлен фильтр, на входе горючего в головку камеры сгорания установлены два фильтра. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы систем и агрегатов ЖРД. 5 з.п. ф-лы, 21 ил.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля и/или сажи, и/или графита, и/или метана. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом топливе. В камеру сгорания или в корпус дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и гидразине. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля и/или сажи, и/или графита, и/или метана. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом топливе. В камеру сгорания или в корпус дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и аммиаке. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится гидрид или смесь гидридов, и вещества или смесь веществ, содержащие кислород в связанном состоянии, причем кислород имеется в таком количестве, чтобы в результате реакции выделялся водород. При этом ракетный двигатель используется в качестве водородовыделяющей шашки для жидкостного или твердотопливного ракетного двигателя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы.
Наверх