Устройство для подачи топлива в ракетный двигатель

Изобретение относится к устройствам подачи топлива в ракетный двигатель. Устройство (10А, 10В) для подачи топлива в ракетный двигатель содержит по меньшей мере один топливный бак (10, 11), камеру (18) сгорания и подводящий трубопровод (12, 13), проходящий от бака (10, 11) к камере (18) сгорания для подачи ракетного топлива в камеру сгорания. Вдоль подводящего трубопровода последовательно расположены клапан (14, 15) и основной насос (16, 17). Устройство дополнительно содержит по меньшей мере один насос (20, 21, 120, 220) ответвления, соединенный через ответвление с баком выше по потоку от клапана, для подачи во вспомогательный трубопровод (22, 23, 122, 222), используемый при выполнении вспомогательной функции ракетного двигателя. Изобретение обеспечивает повышение эффективности отбора ракетного топлива во вспомогательный трубопровод, используемый при выполнении вспомогательной функции ракетного двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к устройству для подачи топлива в ракетный двигатель, а также к ракетному двигателю, оснащенному таким устройством для подачи топлива.

Предшествующий уровень техники

Известное устройство для подачи топлива в ракетный двигатель содержит по меньшей мере один бак с ракетным топливом, камеру сгорания и подводящий трубопровод, проходящий от бака к камере сгорания для подачи ракетного топлива в камеру сгорания и имеющий клапан и основной насос, расположенные последовательно вдоль подводящего трубопровода.

В этом известном устройстве для подачи сложно эффективно отбирать ракетное топливо с другой целью, кроме основной подачи в камеру сгорания, и выполнять это без существенного ухудшения рабочих характеристик ракетного двигателя. Таким образом, существует потребность в таких линиях.

Раскрытие изобретения

В варианте осуществления устройство ракетного двигателя согласно изобретению содержит по меньшей мере один топливный бак, камеру сгорания, подводящий трубопровод, проходящий от бака к камере сгорания для подачи ракетного топлива в камеру сгорания и имеющий клапан и основной насос, расположенные последовательно вдоль подводящего трубопровода, и по меньшей мере один насос ответвления, соединенный через ответвление с баком выше по потоку от клапана, для подачи во вспомогательный трубопровод, используемый при выполнении вспомогательной функции ракетного двигателя.

Понятия «выше по потоку» и «ниже по потоку» определены относительно нормального направления потока ракетного топлива в подводящем контуре, в частности, в направлении от бака к камере сгорания.

Должно быть понятно, что насос ответвления сообщается по текучей среде с баком выше по потоку от клапана, либо непосредственно с баком, или через участок подводящего трубопровода, который проходит между баком и клапаном.

Также должно быть понятно, что устройство для подачи имеет один или более топливных баков, причем каждый бак соединен с камерой сгорания через подводящий трубопровод, который отличается от подводящего трубопровода одного или более других баков, каждый из этих трубопроводов имеет свой собственный клапан, расположенный выше по потоку от основного насоса. Согласно изобретению обеспечен по меньшей мере один насос ответвления, который расположен выше по потоку от клапана в подводящем трубопроводе. Например, может быть два насоса ответвления, расположенных выше по потоку от первого клапана, один насос ответвления, расположенный выше по потоку от второго клапана, а выше по потоку от третьего клапана может отсутствовать насос ответвления. В другом примере имеется только один насос ответвления, и он расположен выше по потоку от каждого из клапанов. В еще одном примере имеется только один насос ответвления, и он расположен выше по потоку от одного из клапанов.

Клапан позволяет прерывать или разрешать подачу ракетного топлива в камеру сгорания. Поскольку насос ответвления соединен с баком выше по потоку от клапана, должно быть понятно, что ракетное топливо из бака может отбираться насосом ответвления перед пропуском через клапан. Таким образом, в результате такого предпочтительного расположения насоса ответвления в устройстве для подачи, возможно отбирать ракетное топливо для подачи во вспомогательный трубопровод, независимо от открытого или закрытого состояния клапана. Кроме того, это обеспечивает возможность работы насоса ответвления с низкой производительностью при минимизации какого-либо риска нестабильности во время работы и обеспечивая хорошую способность по всасыванию в широком рабочем диапазоне.

Кроме того, поскольку насос ответвления постоянно находится в контакте с ракетным топливом в баке или с ракетным топливом в непосредственной близости к баку и установлен на участке подводящего трубопровода, проходящем между баком и клапаном, насос ответвления имеет температуру, по существу, равную температуре указанного ракетного топлива, что представляет собой исходное условие возможности перекачки ракетного топлива. Понятие «по существу, равная температура», использовано для обозначения температуры, которая отличается на несколько кельвин, например, в зависимости от типа ракетного топлива, не больше чем на 10 кельвин. Это позволяет свести к минимуму время, требуемое для запуска такого насоса ответвления, и это обеспечивает его постоянную доступность.

Кроме того, учитывая положение насоса ответвления, конструкция устройства для подачи является относительно простой, а ее габаритные размеры небольшими.

Согласно некоторым вариантам осуществления насос ответвления представляет собой электрический насос, имеющий двигатель, содержащий ротор и статор, причем ротор расположен в камере ротора, от которой статор герметично изолирован.

Согласно изобретению насос ответвления содержит двигательную часть или «двигатель» и насосную часть. Например, насосная часть может содержать спиральную камеру и крыльчатку. Двигательная часть содержит все, что не формирует насосную часть. Ракетное топливо (или некоторая другая текучая среда) может протекать вдоль ротора в камере ротора. В отличие от этого благодаря герметичной изоляции ракетное топливо не может попадать в статор. Поскольку статор, который включает в себя определенную часть с обмоткой, изолирован от ракетного топлива, насос ответвления не требует какого-либо другого специального уплотнения, кроме обычных прокладок на корпусе, что упрощает его конструкцию и улучшает надежность. Кроме того, благодаря такой конструкции насоса, насос ответвления может быть использован одинаково хорошо в восстанавливающей среде (топливо) и в окисляющей среде (окислитель). При этом отсутствует физический контакт между ракетным топливом и источником электроэнергии насоса, что позволяет, в частности, использовать насос в окисляющей среде.

Согласно некоторым вариантам осуществления двигатель представляет собой двигатель с постоянными магнитами. Например, множество постоянных магнитов закреплено на роторе. Такие магниты удерживаются на роторе посредством полосы или изолирующего слоя, или конечно, посредством других известных средств. Полоса может быть изготовлена из металла, и она может быть соединена с ротором, изолируя, таким образом, магниты от ракетного топлива. Согласно одному варианту осуществления, если магниты не совместимы с ракетным топливом, они могут быть закреплены другим средством, например, посредством полосы, которая не соединена с ротором.

Согласно некоторым вариантам осуществления к источнику электропитания для статора насоса ответвления может обеспечиваться прямой доступ снаружи бака и снаружи подводящего трубопровода.

Таким образом, должно быть понятно, что ни одно из соединений для подачи электропитания насоса ответвления не входит в контакт с ракетным топливом. Это позволяет избежать любых ограничительных мер для герметизации источника электроэнергии и, в частности, электрических разъемов. Это позволяет использовать стандартные компоненты, упрощая, таким образом, конструкцию и изготовление насоса, в частности, его электрической части, и оптимизацию его размера и веса при снижении затрат.

Согласно некоторым вариантам осуществления ротор поддерживается по меньшей мере одним подшипником, охлаждаемым контуром охлаждения, в котором ракетное топливо используется в качестве охлаждающей текучей среды.

Например, подшипник может представлять собой гидродинамический подшипник, и/или он может содержать шариковый подшипник, и/или он может содержать роликовый подшипник. Ракетное топливо, протекающее как охлаждающая текучая среда, может быть затем повторно впрыснуто в насосную часть (например, в спиральную камеру) указанного насоса ответвления, в бак или в подводящий трубопровод. Такое охлаждение одного или более подшипников способствует отводу мощности, рассеиваемой подшипниками и двигателем, и поддержанию температуры насоса ответвления такой же, как и у ракетного топлива.

Согласно некоторым вариантам осуществления ротор поддерживается двумя подшипниками. Например, каждый из двух подшипников охлаждается контуром охлаждения с использованием ракетного топлива в качестве охлаждающей текучей среды. В другом варианте осуществления оба подшипника охлаждаются одиночным контуром охлаждения с использованием ракетного топлива в качестве охлаждающей текучей среды.

Согласно некоторым вариантам осуществления входное отверстие охлаждающего контура в насосе ответвления выполнено рядом с одним из двух подшипников, а выходное отверстие охлаждающего контура - рядом с другим одним из двух подшипников. Например, охлаждающая текучая среда может протекать вдоль ротора, протекая от входного отверстия к выходному отверстию.

Согласно некоторым вариантам осуществления насос ответвления имеет корпус двигателя, причем указанный корпус двигателя имеет поверхность охлаждения, вдоль которой может протекать ракетное топливо в качестве охлаждающей текучей среды.

Понятие «корпус двигателя» использовано для обозначения неподвижной конструкции, обеспечивающей поддержание и внешнюю защиту для неподвижных и подвижных элементов насоса ответвления, и, в частности, его двигателя.

Должно быть понятно, что ракетное топливо протекает вдоль поверхности охлаждения, находясь в контакте с упомянутой поверхностью, и охлаждает упомянутую поверхность в результате конвекции. Такое охлаждение корпуса двигателя способствует поддержанию температуры насоса ответвления такой же, как и у ракетного топлива. Естественно, контур охлаждения корпуса двигателя может сообщаться по текучей среде с контуром охлаждения подшипника (подшипников).

В качестве примера корпус двигателя выполнен с двойной стенкой, образующей пространство, в котором может протекать ракетное топливо, как охлаждающая текучая среда.

Согласно некоторым вариантам осуществления насос ответвления закреплен на стенке одного элемента, выбранного из бака и подводящего трубопровода.

Насос ответвления, таким образом, находится в непосредственном контакте с ракетным топливом, содержащимся в баке, или в непосредственной близости от бака на участке подводящего трубопровода, проходящем между баком и клапаном, обеспечивая, таким образом, его поддержание в холодном состоянии (то есть по существу при той же температуре, что и температура ракетного топлива) с высокой надежностью и незначительным влиянием на температуру ракетного топлива в баке или в подводящем трубопроводе, учитывая количество присутствующего ракетного топлива. Кроме того, такое крепление позволяет оптимизировать место, занимаемое насосом на подводящем трубопроводе.

Когда устройство ракетного двигателя имеет множество баков и множество насосов ответвления, нет необходимости, чтобы все насосы ответвления были соединены с баками и/или трубопроводами одинаковым способом. Например, если устройство ракетного двигателя имеет один бак, содержащий окислительный компонент ракетного топлива, и другой бак, содержащий ракетное топливо, причем каждый бак снабжен соответствующим подводящим трубопроводом камеры сгорания, насос ответвления может быть закреплен на стенке каждого бака, или на стенке каждого подводящего трубопровода, или, действительно, один насос ответвления может быть закреплен на стенке бака с окислительным компонентом ракетного топлива, и другой насос ответвления может быть закреплен на стенке подводящего трубопровода с ракетным топливом, или наоборот.

Когда насос ответвления закреплен на стенке топливного бака, он предпочтительно закреплен на нижней стенке указанного топливного бака. Понятие «нижняя» определено относительно оси и направления ускорения, которому подвергается устройство для подачи топлива в ракетный двигатель при работе ракетного двигателя. Нижняя стенка, таким образом, представляет собой стенку, размещенную на противоположном конце относительно направления ускорения, создаваемого ракетным двигателем. Поскольку насос ответвления находится в нижней части бака, ракетное топливо всегда доступно в достаточном количестве для подачи в насос ответвления.

Согласно некоторым вариантам осуществления насос ответвления включает в себя спиральную камеру для подачи текучей среды и корпус двигателя, причем указанная спиральная камера закреплена на корпусе двигателя, а корпус двигателя закреплен на указанной стенке.

Спиральная камера для подачи текучей среды или, в более общем смысле, спиральная камера представляет собой часть, которая, в случае необходимости, может быть изготовлена из нескольких частей, и имеет такую форму, которая предназначена для подачи ракетного топлива от входного отверстия насосного контура к выходному отверстию насосного контура насоса ответвления. Крыльчатка, которая используется для перекачивания текучей среды, установлена в спиральной камере.

В первом варианте корпус двигателя расположен, по меньшей мере, частично внутри элемента, выбранного из бака и подводящего трубопровода, имеющего насос ответвления, закрепленный на его стенке, в то время как спиральная камера находится снаружи указанного элемента.

Габаритные размеры насоса ответвления, таким образом, ограничены, и при этом возможно встраивать насос в устройство для подачи снаружи бака/трубопровода. Установка, таким образом, обеспечивает предпочтительный баланс между габаритными размерами насоса в устройстве для подачи и легкостью доступа к насосу. Кроме того, такая установка обеспечивает минимизацию механических напряжений, действующих на часть крепления, в общем, на фланец, с помощью которого насос прикрепляют к баку или к трубопроводу.

Во втором варианте корпус двигателя и спиральная камера расположены снаружи элемента, выбранного из бака и подводящего трубопровода, на стенке которого закреплен насос ответвления.

Встраивание насоса ответвления в устройство для подачи осуществляется особенно просто, и эксплуатационные параметры насоса ответвления оптимизируется.

В третьем варианте осуществления корпус двигателя и спиральная камера расположены внутри элемента, выбранного из бака и подводящего трубопровода, на стенке которого закреплен насос ответвления.

Габаритные размеры насоса при этом уменьшены в наибольшей степени. Кроме того, внешняя стенка корпуса двигателя и спиральной камеры находятся в непосредственном контакте с ракетным топливом, оптимизируя, таким образом, охлаждение насоса ответвления, и, таким образом, его доступность.

Изобретение также относится к ракетному двигателю, включающему в себя устройство для подачи топлива в ракетный двигатель в соответствии с изобретением.

Изобретение и его преимущества будут более понятны из последующего описания на неограничительных примерах вариантов его осуществления со ссылками на чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1А и 1В показан ракетный двигатель в соответствии с изобретением, схематичные виды;

на фиг. 2 - насос ответвления на фиг. 1А или 1В, вид в продольном разрезе;

на фиг. 3 - насос ответвления согласно второму варианту осуществления, вид в продольном разрезе; и

на фиг. 4 - насос ответвления согласно третьему варианту осуществления, вид в продольном разрезе.

На фиг. 1А показан ракетный двигатель 100А, имеющий устройство 10А для подачи ракетного топлива, схематичный вид. Устройство 10А для подачи ракетного топлива содержит первый бак 10, например, содержащий ракетное топливо, например жидкий водород, и второй бак 11, например, содержащий окислительный компонент ракетного топлива, например жидкий кислород. Из первого бака 10 в камеру сгорания 18 подают ракетное топливо через первый подводящий трубопровод 12, на котором последовательно в направлении от его верхнего по потоку конца к нижнему по потоку концу расположены: первый клапан 14 и первый основной насос 16. Из второго бака 11 ракетное топливо подают в камеру 18 сгорания через второй подводящий трубопровод 13, на котором последовательно в направлении от его верхнего по потоку конца к нижнему по потоку концу расположены: второй клапан 15 и второй основной насос 17. В этом примере основные насосы 16 и 17 представляют собой турбонасосы. Перед выпуском в камеру 18 сгорания ракетное топливо, перекачиваемое первым насосом 16, протекает через теплообменник для обмена теплом с камерой 18 сгорания, и затем, после нагрева, оно осуществляет привод турбин турбонасосов 16 и 17 (то есть ракетный двигатель имеет расширенный цикл). Устройство ракетного двигателя может формировать часть ракетного двигателя некоторого другого типа, например, с интегрированным потоком (ступенчатый цикл сгорания) или с потоком ответвления (цикл с газогенератором или без газогенератора).

Первый насос 20 ответвления закреплен на нижней стенке первого бака 10 и обеспечивает подачу в первый вспомогательный трубопровод 22. Первый насос 20 ответвления, таким образом, соединен посредством ответвления с первым баком 10, то есть ракетное топливо, которое протекает через первый насос 20 ответвления, поступает в первый вспомогательный трубопровод 22, а не в первый подводящий трубопровод 12. Аналогично второй насос 21 ответвления закреплен на нижней стенке второго бака 11 и обеспечивает подачу во второй вспомогательный трубопровод 23. Второй насос 21 ответвления, таким образом, соединен посредством ответвления со вторым баком 11, то есть ракетное топливо, которое протекает через второй насос 21 ответвления, поступает во второй вспомогательный трубопровод 23, а не во второй подводящий трубопровод 13.

Как можно видеть на фиг. 1В, в другом примере в устройстве 10В для подачи топлива в ракетный двигатель 100В насосы ответвления 20 и 21 не закреплены на нижних стенках баков 10 и 11, но закреплены, соответственно, на стенке первого подводящего трубопровода 12, выше по потоку от первого клапана 14, и на стенке второго подводящего трубопровода 13 выше по потоку от второго клапана 15. Таким образом, насосы 20 и 21 ответвления соединены, соответственно, с баками 10 и 11 выше по потоку от клапанов 14 и 15 через участки 12А и 13А подводящего трубопровода, которые проходят, соответственно, между баками 10, 11 и клапанами 14, 15.

Кроме того, в других вариантах осуществления, которые не показаны, первый насос 20 ответвления может быть закреплен на первом баке 10, в то время как второй насос 21 ответвления может быть закреплен на втором подводящем трубопроводе 13, или, в действительности, первый насос 20 ответвления может быть закреплен на первом подводящем трубопроводе 12, в то время как второй насос 21 ответвления закреплен на втором баке 11. При таких обстоятельствах насосы 20 и 21 ответвления соединены с соответствующими баками 10 и 11 выше по потоку от соответствующих клапанов 14 и 15. Естественно, что устройства 10А или 10В могли бы иметь только один насос ответвления, или они могли бы иметь больше чем один насос ответвления, соединенный с одним баком и/или трубопроводом, или, действительно, они могли бы иметь больше чем один насос ответвления, соединенный с каждым баком и/или трубопроводом.

Со ссылкой на фиг. 2-4, далее подробно описана конструкция насоса ответвления. Первый насос 20 ответвления, закрепленный на нижней стенке первого бака 10, используется в качестве примера, однако конструкция, описанная далее, остается по существу без изменений для второго насоса 21 ответвления и/или если насос закреплен в другом месте, чем на нижней стенке первого бака 10, как показано на фиг. 1В, в качестве примера. Стрелки на фиг. 2-4 показывают направления потока ракетного топлива через первый насос ответвления.

Термины «верх» и «низ» определены относительно оси X насоса ответвления, формирующей ось вращения ротора, и в ориентации, показанной на фигурах, верх насоса расположен в верхней части фигуры, а низ насоса расположен внизу на фигуре.

На фиг. 2 показан первый насос 20 ответвления, который закреплен на нижней стенке 10' первого бака 10, вид в продольном разрезе. Этот вариант осуществления соответствует первому упомянутому выше варианту. Первый насос 20 ответвления представляет собой электрический насос, имеющий двигатель, содержащий статор 30 и ротор 31 (включающий в себя вал ротора), которые установлены в корпусе 40 двигателя. Насос 20 также имеет спиральную камеру 50 для подачи текучей среды. Корпус 40 двигателя имеет первую часть 41 крепления для прикрепления к стенке 10' первого бака, и вторую часть 43 крепления для прикрепления к соответствующей части 53 крепления спиральной камеры. Крепления воплощены с использованием хорошо известных средств. Таким образом, корпус 40 двигателя прикреплен к стенке 10' бака, а спиральная камера 50 прикреплена к корпусу 40 двигателя.

Корпус 40 двигателя расположен частично внутри первого бака 10, в то время как спиральная камера 50 расположена снаружи указанного бака. Это позволяет обеспечить пропускной канал 46 для прокладки через корпус 40 двигателя кабеля 36 для подачи электроэнергии к статору 30. Кабель 36, таким образом, является легкодоступным снаружи Е первого бака 10 и первого насоса 20 ответвления.

Ротор 31 расположен в камере 33 ротора, от которой статор изолирован разделительной стенкой 32. Таким образом, статор 30 герметично изолирован от ракетного топлива, протекающего через насос ответвления внутри камеры 33 ротора, в результате чего, электрический кабель 36 аналогично изолирован от камеры 33 ротора и, таким образом, от ракетного топлива.

Двигатель насоса 20 ответвления представляет собой двигатель с постоянными магнитами.

Крыльчатка 35, выполняющая перекачивание, соединена с возможностью вращения с ротором 31. Ротор 31 поддерживается первым подшипником 37 и вторым подшипником 39. В общем, часть А образует двигательную часть или «двигатель», в то время как часть В образует насосную часть насоса 20 ответвления.

После протекания через крыльчатку 35 большая часть ракетного топлива поступает в первый вспомогательный трубопровод 22 через выпускной патрубок 35А. Однако канал 48 обеспечивает отбор части перекачиваемого ракетного топлива выше по потоку от патрубка 35А для охлаждения подшипников 37 и 39. Эта часть ракетного топлива протекает частично через первый подшипник 37 перед повторным ее впрыском в спиральную камеру. Остальная часть отобранного ракетного топлива протекает вдоль разделительной стенки 32, формируя поверхность охлаждения, и протекает, в частности, через воздушный зазор 38, который существует между стенкой 32 на уровне статора 30 и магнитами 31А ротора 31, и затем достигает второго подшипника 39. Это отобранное ракетное топливо затем повторно впрыскивают в первый бак 10 через выпускную форсунку 61.

В одном варианте канал 48 отсутствует и первый подшипник 37, стенка 32 и второй подшипник 39 охлаждаются последовательно ракетным топливом, отбираемым выше по потоку от патрубка 35А.

В варианте осуществления на фиг. 2 спиральная камера 50 для подачи текучей среды выполнена в виде внешнего корпуса 50А, который, в общем, имеет форму чаши. Часть 53 для прикрепления спиральной камеры 50 к корпусу 40 двигателя расположена на периферии чаши 50А, в верхней части чаши.

На фиг. 3 и 4 показан насос ответвления согласно другим вариантам осуществления, соответствующим соответственно второму и третьему упомянутым выше вариантам. На этих чертежах элементы, соответствующие или идентичные элементам первого варианта осуществления, указаны теми же ссылочными обозначениями, за исключением цифры, обозначающей сотни, и они не будут описаны снова.

В варианте осуществления на фиг. 3 корпус 140 двигателя и спиральная камера 150 для подачи текучей среды первого насоса 120 ответвления расположены снаружи первого бака 10, то есть они выступают снаружи Е от стенки 10'. Спиральная камера 150 для подачи текучей среды не имеет внешнего корпуса, образующего чашу, поскольку она расположена непосредственно внутри первого бака 10.

Вместо выпускной форсунки 61 насоса 20 ответвления насос 120 ответвления имеет чашу 161 без какого-либо отверстия для прохода ракетного топлива. Чаша 161 прикреплена к корпусу 140 двигателя через часть 145 для прикрепления к корпусу двигателя.

В этом варианте осуществления ракетное топливо всасывается из верхней части непосредственно из первого бака 10. Часть ракетного топлива, которая используется для охлаждения, отбирается через канал 148 выше по потоку от патрубка 135А и затем протекает, как описано выше, через первый подшипник 137 и второй подшипник 139. После этого часть ракетного топлива, которая не была использована для охлаждения стенки 132 и второго подшипника 139, направляется во внутреннее пространство, расположенное на периферии корпуса 140 двигателя между двумя стенками 160 и 160'. Стенки 132, 160 и 160' формируют поверхность охлаждения, вдоль которой ракетное топливо может протекать перед его повторным впрыском в первый бак 10, вокруг спиральной камеры 150. Ракетное топливо, таким образом, всасывается, и охлаждающее ракетное топливо, таким образом, повторно впрыскивается на том же конце насоса 120 ответвления, и, в частности, рядом с его первым подшипником 137. Естественно, как описано выше, в одном варианте осуществления канал 148 отсутствует и первый подшипник 137, стенка 132 и второй подшипник 139 охлаждаются последовательно ракетным топливом, отбираемым из спиральной камеры.

В этом варианте осуществления установка положения корпуса 140 двигателя снаружи первого бака 10 обеспечивает то, что всегда, в частности, обеспечивается легкий доступ к кабелю 136 подачи электропитания для статора 130 через пропускной канал 146, который выведен наружу Е из бака 10 и вспомогательного трубопровода 122.

На фиг. 4 показан насос 220 ответвления согласно третьему варианту осуществления, в котором корпус 240 двигателя и спиральная камера 250 для подачи текучей среды расположены внутри первого бака 10. Спиральная камера 250 обращена к нижней стенке 10' первого бака. Корпус 240 двигателя прикреплен к стенке 10' указанного бака 10 посредством вспомогательного трубопровода 222 через крепление 222', и с использованием пропускного канала 246 корпуса 240 двигателя через крепление 246'. Пропускной канал 246 представляет собой полый отвод для обеспечения электрического соединения со статором 230 снаружи Е. Крепление 222' вспомогательного трубопровода и крепление 246' пропускного канала могут представлять собой крепления любого известного типа.

Так же, как и в первом насосе 120 ответвления согласно второму варианту осуществления, первый насос 220 ответвления согласно третьему варианту осуществления расположен так, что спиральная камера 250 размещена непосредственно внутри первого бака 10.

В варианте осуществления, показанном на фиг. 4, ракетное топливо всасывается из нижней части. Основная часть ракетного топлива поступает во вспомогательный трубопровод 222, в то время как его часть отбирается для охлаждения подшипников 237 и 239. Эту часть ракетного топлива отбирают через канал 248, и она протекает сначала через первый подшипник 237, а затем через второй подшипник 239, как описано выше. Аналогично в одном варианте осуществления канал 248 отсутствует, и первый подшипник 237, стенка 232 и второй подшипник 239 последовательно охлаждаются ракетным топливом, отбираемым из спиральной камеры.

Хотя изобретение описано со ссылками на конкретные варианты осуществления, очевидно, что модификации и изменения могут быть выполнены для этих вариантов осуществления без выхода за пределы общего объема изобретения, который определен формулой изобретения. В частности, отдельные особенности различных раскрытых и/или описанных вариантов осуществления могут быть скомбинированы в дополнительных вариантах осуществления. Следовательно, описание и чертежи следует рассматривать в том смысле, что они являются скорее поясняющими, чем ограничительными.

1. Устройство (10А, 10В) для подачи топлива в ракетный двигатель, содержащее по меньшей мере один топливный бак (10, 11), камеру (18) сгорания и подводящий трубопровод (12, 13), проходящий от бака (10, 11) к камере (18) сгорания для подачи ракетного топлива в камеру сгорания и имеющий клапан (14, 15) и основной насос (16, 17), расположенные последовательно вдоль подводящего трубопровода, отличающееся тем, что дополнительно содержит по меньшей мере один насос (20, 21, 120, 220) ответвления, соединенный через ответвление с баком выше по потоку от клапана, для подачи во вспомогательный трубопровод (22, 23, 122, 222), используемый при выполнении вспомогательной функции ракетного двигателя.

2. Устройство по п. 1, в котором насос (20, 21, 120, 222) ответвления представляет собой электрический насос, имеющий двигатель, содержащий ротор (31, 131, 231) и статор (30, 130, 230), причем ротор установлен в камере (33, 133, 233) ротора, от которой статор герметично изолирован.

3. Устройство по п. 1 или 2, в котором доступ к источнику (36, 136, 236) электропитания для статора насоса ответвления осуществляется непосредственно снаружи бака и снаружи подводящего трубопровода.

4. Устройство по п. 1 или 2, в котором ротор (31, 131, 231) поддерживается по меньшей мере одним подшипником (37, 39; 137, 139; 237, 239), который охлаждается контуром охлаждения, используя ракетное топливо в качестве охлаждающей текучей среды.

5. Устройство по п. 1 или 2, в котором насос ответвления имеет корпус (40, 140, 240) двигателя, причем указанный корпус двигателя имеет поверхность (32, 132, 160, 160', 232), вдоль которой может протекать ракетное топливо в качестве охлаждающей текучей среды.

6. Устройство по п. 1 или 2, в котором насос ответвления прикреплен к стенке одного элемента, выбранного из бака (10, 11) и подводящего трубопровода (12, 13).

7. Устройство по п. 6, в котором насос ответвления включает в себя спиральную камеру (50, 150, 250) для подачи текучей среды и корпус (40, 140, 240) двигателя, причем указанная спиральная камера закреплена на корпусе двигателя, а корпус двигателя - на указанной стенке (10').

8. Устройство по п. 7, в котором корпус (40) двигателя расположен, по меньшей мере, частично внутри элемента, выбранного из бака (10, 11) и подводящего трубопровода (12, 13), на стенке которого закреплен насос ответвления, а спиральная камера (50) расположена снаружи указанного элемента.

9. Устройство по п. 7, в котором корпус (140) двигателя и спиральная камера (150) расположены снаружи элемента, выбранного из бака (10, 11) и подводящего трубопровода (12, 13), на стенке которого закреплен насос ответвления.

10. Устройство по п. 7, в котором корпус (240) двигателя и спиральная камера (250) расположены внутри элемента, выбранного из бака (10, 11) и подводящего трубопровода (12, 13), на стенке которого закреплен насос ответвления.

11. Ракетный двигатель (100А, 100В), включающий в себя устройство (10А, 10В) для подачи ракетного топлива по п. 1 или 2.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4).

Изобретение относится к области криогенных технологий, в частности к способу охлаждения устройства (3), соединенного с криогенным резервуаром (2) посредством основного подводящего трубопровода (4) для подачи криогенной текучей среды в устройство (3) после охлаждения устройства.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено со входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры.

Изобретение относится к устройству моторизации насоса (2), обеспечивающего питание ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающемуся тем, что оно содержит инерционное колесо (1) и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу.

Изобретение относится к устройствам подачи топлива в ракетный двигатель. Устройство для подачи топлива в ракетный двигатель содержит по меньшей мере один топливный бак, камеру сгорания и подводящий трубопровод, проходящий от бака к камере сгорания для подачи ракетного топлива в камеру сгорания. Вдоль подводящего трубопровода последовательно расположены клапан и основной насос. Устройство дополнительно содержит по меньшей мере один насос ответвления, соединенный через ответвление с баком выше по потоку от клапана, для подачи во вспомогательный трубопровод, используемый при выполнении вспомогательной функции ракетного двигателя. Изобретение обеспечивает повышение эффективности отбора ракетного топлива во вспомогательный трубопровод, используемый при выполнении вспомогательной функции ракетного двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх