Турбонасосный агрегат


 


Владельцы патента RU 2573440:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения.

Изобретение решает задачу работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении ЖРД, что достигается уменьшением нагрева подшипников.

Для этого турбонасосный агрегат включает корпус 1, ротор с центробежным насосом 2, турбину 3, подшипниковую опору 4, входной патрубок насоса низкого давления 5, выход из насоса высокого давления 6, камеру высокого давления 7, трубопровод 8, обратный клапан 9 и жиклер 10. При останове двигателя давление за насосом падает до нуля. При этом закрывается обратный клапан 9 и жидкий компонент из камеры высокого давления 7 через жиклер 10 под действием паров компонента топлива поступает в подшипниковую опору, охлаждая подшипники.

Использование изобретения позволит уменьшить нагрев подшипников, что улучшит условие их работы и повысит надежность многократного включения (запуска) двигателя. 1 ил.

 

Изобретение относится к турбиностроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения.

Известны турбонасосные агрегаты одноразового включения (см. книгу "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей" под общей редакцией профессора Г.Г. Гахуна, Машиностроение, г. Москва, 1989 г., стр. 204, рис. 10.7 - ТНА ЖРД РД-119, патенты РФ №2232300, №2459118).

Конструктивной особенностью этих ТНА является разовое включение, т.е. после останова двигателя повторные запуски не предусмотрены.

Известен также ТНА по патенту РФ №2175407, взятый за прототип изобретения, в котором охлаждение подшипника организовано рабочей жидкостью из полости (камеры) повышенного давления, связанной трубопроводом с выходом из насоса и каналами через полость подшипника со входом в колесо насоса. Такая конструкция ТНА также не обеспечивает надежного повторного включения ТНА в работу. Это связано с тем, что двигатели верхних ступеней ракет запускаются в космосе (среда - вакуум) многократно. После каждой остановки двигателя внутренние полости ТНА опорожняются от компонентов топлива через дренажные магистрали. При этом турбина имеет температуру на периферии диска до ≈900°С, диск турбины и вал турбины имеют температуру до ≈400°С, корпус турбины и корпус насоса имеют температуру от ≈400°С до ≈650°С. Тепловой поток от горячих частей ТНА по металлу распределяется на все сборки и детали ТНА, в том числе на подшипники турбины. В результате температурного воздействия на подшипниках нарушаются посадочные размеры как самого подшипника, так и более горячего вала (натяг внутреннего кольца увеличивается) и корпуса - натяг по наружному кольцу уменьшается. При повторном запуске в начальный период, когда компонент топлива не успевает заполнить полости насосов, подшипники начинают работать "всухую", т.е. без охлаждения компонентом топлива, что при многоразовом включении двигателя может привести к разрушению подшипника.

Изобретение решает задачу работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении.

Для этого на входе в камеру высокого давления, которая сообщена трубопроводом с полостью высокого давления насоса и через полость подшипников со входом в насос, в трубопроводе установлен обратный клапан, а на входе в полость подшипника - жиклер.

При таком исполнении жидкий компонент топлива, находящейся в камере высокого давления, в паузах между включениями, вытесняется парами компонента через полость подшипника на вход в насос и охлаждает подшипник.

Изобретение поясняется чертежом, где представлен турбонасосный агрегат с камерой высокого давления.

Турбонасосный агрегат включает корпус 1, ротор с центробежным насосом 2, турбину 3, подшипниковую опору 4, входной патрубок насоса низкого давления 5, выход их насоса высокого давления 6, камеру высокого давления 7, трубопровод 8, обратный клапан 9, жиклер 10 и сливной трубопровод 11.

При работе ТНА компонент топлива высокого давления после центробежного насоса 2 через трубопровод 8 отжимает обратный клапан 9 и заполняет камеру высокого давления 7, а через жиклер 10 поступает в полость подшипниковой опоры 4, сливаясь на вход в насос по трубопроводу 11. Такая циркуляция компонента при работе двигателя исключает появления застойной зоны в камере высокого давления и перегрева компонента с последующим возможным разложением из-за перегрева от воздействия теплового потока от горячих стенок корпуса турбины 1 и турбины 3.

При остановке двигателя компоненты топлива из полостей насосов ТНА удаляются через дренажные магистрали, обороты ТНА и давление за центробежным насосом снижаются до нуля, при этом закрывается обратный клапан 9.

За счет теплового потока от корпуса 1 и турбины 3 компонент топлива в камере высокого давления нагревается и под воздействием давления паров компонента топлива через жиклер 10 поступает в подшипниковую опору 4, охлаждая подшипники, что исключает их выход из строя как при остановке, так и при повторном запуске двигателя.

Использование изобретения позволит уменьшить нагрев подшипников, что улучшит условия их работы и повысит надежность многократного включения (запуска) двигателя.

Турбонасосный агрегат, включающий корпус, ротор с центробежным насосом, турбиной и подшипниковой опорой, камеру высокого давления, сообщенную трубопроводом с полостью высокого давления насоса и через полость подшипников - с входом в насос, отличающийся тем, что на входе в камеру высокого давления в трубопроводе установлен обратный клапан, а на входе в полость подшипника - жиклер.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электротехнике, а именно к электромашиностроению, и может быть использовано при создании ротора из серийно выпускаемого короткозамкнутого ротора.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения расхода жидкостей, в том числе для оценки производительности погружных нефтяных насосов в процессе эксплуатации.

Изобретение относится к области осушения месторождений, а конкретно к области шахтного водоотлива. .

Изобретение относится к насосным установкам. .

Изобретение относится к наземным газотурбинным агрегатам для механического привода, а именно к установкам с насосным агрегатом. .

Изобретение относится к области измерительной и испытательной техники и направлено на обеспечение своевременного обнаружения величины и места утечки в магистральном трубопроводе.

Изобретение относится к установкам для забора и переработки нефтесодержащих отходов из иловых карт, амбаров, резервуаров и мест разлива нефти. .

Изобретение относится к области водоснабжения, в частности к конструкции насосных станций для временного водоснабжения и орошения. .

Изобретение относится к области добычи нефти и может быть использовано при эксплуатации добывающих скважин, оборудованных глубинными гидроприводными насосами. .

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, причем дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, согласно изобретению между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнены по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя, два насоса горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, при этом турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего осевые дополнительные форсунки второго горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла вторым горючим и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной.

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.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенные в единый блок, согласно изобретению он снабжен турбонасосным агрегатом, вход в турбину которого сообщен со вспомогательной камерой, кроме того, двигатель дополнительно снабжен газогенератором, работающим с избытком второго компонента топлива, выход из которого сообщен с форсуночной головкой камеры сгорания.

Изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов. Система подачи жидкого кислорода, содержащая агрегат соединенных последовательно гидравлически друг с другом насосов трех каскадов с автономными приводами, бак с кислородом и потребитель кислорода, где вход системы соединен с баком, а выход - с потребителем кислорода, в соответствии с изобретением снабжена источником газа высокого давления с вентилем, смесителем и потребителем газа, где источник газа соединен через вентиль с входом привода насоса третьего каскада, выполненного в виде турбины, выход газа из турбины третьего каскада соединен с потребителем газа и с входами газа приводов насосов первого и второго каскадов, выполненных в виде осевых турбин, расположенных коаксиально соответствующим насосам и скрепленных с ними, выходы газа из турбин первого и второго каскадов соединены через смеситель с выходом жидкого кислорода из насоса первого каскада, причем каналы подачи кислорода в насосах первого и второго каскадов выполнены диагональными с осевыми входами и выходами, а насос третьего каскада выполнен центробежным.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к турбонасосным агрегатам. В турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, содержащем установленные на валу рабочее колесо насоса окислителя, рабочее колесо насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, при этом он содержит электрогенератор, имеющий статор и ротор с валом, вал электрогенератора соединен с валом турбонасосного агрегата, при этом между валом турбонасосного агрегата и валом электрогенератора установлена магнитная муфта.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, содержащий камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, выход из первой ступени которой соединен с форсуночной головкой камеры, согласно изобретению, выход из второй ступени турбины соединен с входом в корпус турбины бустерного насоса одного из компонентов топлива, выход из которого соединен со входом в двигатель или с окружающей средой.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя содержит турбину и насосы окислителя и горючего с рабочими колесами, согласно изобретению турбина выполнена биротативной и содержит два рабочих колеса, выполненных без сопловых аппаратов с возможностью вращения в противоположные стороны, каждое из которых соединено соответственно с рабочим колесом насоса окислителя и насоса горючего.

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).

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий газогенератор, имеющий головку и расположенный под ним турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, основную турбину и насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, при этом выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапан окислителя с головкой газогенератора, при этом на источнике высокого давления выполнена торцовая 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 и их совмещения с одним из сопловых аппаратов, а трубопровод в месте соединения с газогенератором установлен радиально. Заслонка соединена с приводом. Заслонка соединена с приводом через механическую передачу. Может быть установлено два или более источников высокого давления. Изобретение обеспечивает многоразовый запуск ТНА и двигателя в полете. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх