RU2418970C1 - Liquid-propellant engine and turbo-pump unit - Google Patents
Liquid-propellant engine and turbo-pump unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2418970C1 RU2418970C1 RU2009145352/06A RU2009145352A RU2418970C1 RU 2418970 C1 RU2418970 C1 RU 2418970C1 RU 2009145352/06 A RU2009145352/06 A RU 2009145352/06A RU 2009145352 A RU2009145352 A RU 2009145352A RU 2418970 C1 RU2418970 C1 RU 2418970C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- pump
- fuel
- fuel pump
- gas
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и горючем, например, на углеводородном горючем и жидком кислороде.The invention relates to rocket technology, specifically to liquid rocket engines made in a closed circuit, with afterburning of gas-generating gas, operating on an oxidizing agent and fuel, for example, on hydrocarbon fuel and liquid oxygen.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use as part of space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of space vehicles, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine one shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber.
Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.The disadvantage of this engine is the deterioration of the cavitation properties of the pump during condensate bypass.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2187684. The method of operation of a liquid-propellant rocket engine is to supply fuel components to the combustion chamber of the engine, gasify one of the components in the cooling path of the combustion chamber, supply it to the turbine of the turbopump unit, and then discharge it into the nozzle head of the combustion chamber. Part of the flow rate of one of the fuel components is directed to the combustion chamber, and the remaining part is gasified and directed to turbines of turbopump units. The gaseous component spent on the turbines is mixed with the liquid component entering the engine at a pressure higher than the saturated vapor pressure of the resulting mixture.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.The disadvantage of this scheme is that the thermal energy removed during cooling of the combustion chamber may not be enough to drive a turbopump engine unit of very high power.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114, IPC 7 F02K 9/48, publ. 09/27/2002 This LPRE includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is not acceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine. In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. September 10, 2003, which contains a combustion chamber, a turbopump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump is connected to an electric flow regulator.
Недостаток - двигатель не имеет систем регулирования вектора тяги и управления по крену.The disadvantage is that the engine does not have thrust vector control and roll control systems.
Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Это двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего, и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород) не являются самовоспламеняющимися.Known three-component rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2065985. This engine contains a combustion chamber, three TNA turbopump units intended for pumping an oxidizing agent, a first fuel and a second fuel, and a three-component gas generator. In this case, the engine can operate on one fuel or at the same time on two fuel. However, the engine has drawbacks: the complexity of the design and the large number of valves and the presence of three turbopump units reduces the reliability of the engine, because failure of any unit will lead to an accident. With such an engine design, it is technically difficult to realize a multiple start, as the most likely presumed components of rocket fuel: liquid oxygen, hydrocarbon fuel (kerosene) and liquid hydrogen) are not self-igniting.
Известен жидкостный ракетный двигатель и ТНА по патенту РФ на изобретение №2318129, 2008, 9 с., прототип.Known liquid rocket engine and TNA according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2318129, 2008, 9 pp., Prototype.
Этот жидкостный ракетный двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгоранияThis liquid-propellant rocket engine comprises a power frame, a combustion chamber arranged to swing in two planes, a gas generator and a turbopump assembly coupled to the gas generator by means of a gas duct, comprising, in turn, a turbine, an oxidizer pump, a fuel pump and an additional fuel pump, a gas duct, connecting the exit of the turbine to the combustion chamber
Этот ТНА содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно и содержащие, в свою очередь, каждый, по меньшей мере, одно центробежное рабочее колесо, магнитную муфту.This TNA contains a turbine with an impeller and oxidizer pumps, fuel and an additional fuel pump, mounted coaxially and containing, in turn, each of at least one centrifugal impeller, a magnetic coupling.
Недостатки: сложность схемы и плохая управляемость ракетой, на которой двигатель установлен.Disadvantages: the complexity of the circuit and poor controllability of the rocket on which the engine is mounted.
Задачи создания изобретения - улучшение управлением вектором тяги и управление ракетой, на которой двигатель установлен по крену, и уменьшение влияния гироскопического эффекта ТНА на управляемость двигателя.The objectives of the invention are to improve the control of the thrust vector and control the rocket on which the engine is mounted on a roll, and to reduce the influence of the gyroscopic effect of TNA on the controllability of the engine.
Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, отличающийся тем, что камера сгорания шарнирно закреплена на силовой раме и закреплена с возможностью качания в двух плоскостях, он снабжен с двумя парами сопел крена, к которым подсоединены газопроводы, идущие от газовода, турбонасосный агрегат прикреплен к раме при помощи тяг, ниже нижнего среза камеры сгорания концентрично ей установлено нижнее силовое кольцо, имеющее диаметр больше, чем нижний срез камеры сгорания, к нему прикреплены сопла крена, к которым подсоединены газопроводы, идущие от газовода, и трубопроводы горючего, другие концы которых соединены с выходом из насоса горючего, выход из насоса горючего через сильфон соединен с основным коллектором камеры сгорания. Между газоводом и камерой сгорания установлен сильфон. ЖРД содержит два привода, например, в виде гидроцилиндров, прикрепленных шарнирно к силовой раме, на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому прикреплены штоки приводов.The solution of these problems was achieved in a liquid rocket engine containing a power frame, a combustion chamber made with the possibility of swinging in two planes, a gas generator and a turbopump unit, coupled to the gas generator through a gas duct, containing, in turn, a turbine, oxidizer pump, fuel pump and additional a fuel pump, a gas duct connecting the outlet of the turbine to the combustion chamber, characterized in that the combustion chamber is pivotally mounted on the power frame and secured to swing in two planes At the same time, it is equipped with two pairs of bank nozzles, to which gas pipelines coming from the gas duct are connected, the turbopump unit is attached to the frame by means of rods, the lower power ring is concentrically installed below the lower section of the combustion chamber, having a diameter larger than the lower section of the combustion chamber, heel nozzles are attached to it, to which gas pipelines coming from the gas duct are connected, and fuel pipelines, the other ends of which are connected to the outlet of the fuel pump, the outlet of the fuel pump through a bellows is connected to the main manifold combustion chamber. A bellows is installed between the gas duct and the combustion chamber. The liquid-propellant rocket engine contains two drives, for example, in the form of hydraulic cylinders pivotally attached to the power frame, a power ring is made on the combustion chamber to which the actuator rods are attached.
Решение указанных задач достигнуто в турбонасосном агрегате, содержащем турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно, и содержащие, в свою очередь, каждый, по меньшей мере, одно центробежное рабочее колесо, магнитную муфту, тем, что каждый из насосов окислителя, горючего и дополнительный насос горючего содержат, по меньшей мере, один шнек, внешний и внутренние валы, при этом рабочее колесо турбины установлено на внутреннем валу, насос окислителя выполнен двухступенчатым, обе ступени выполнены шнекоцентробежными, а между шнеком и центробежным рабочим колесом второй ступени насоса окислителя установлена гидротурбина, закрепленная на внешнем валу, который проходит внутри центробежного рабочего колеса первой ступени и соединен со шнеком первой ступени двухступенчатого насоса, шнек имеет внешнее бандажное кольцо, жестко соединенное с центробежным рабочим колесом второй ступени насоса, при этом первое рабочее колесо насоса окислителя связано с внутренним валом через магнитную муфту. Внутренний и внешний валы выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Внутренний вал выполнен составным, состоящим из двух частей. Части внутреннего вала соединены через редуктор или мультипликатор с возможностью их вращения в противоположные стороны. Шнек насоса горючего жестко установлен на внутреннем валу. Шнек насоса горючего связан с внутренним валом через магнитную муфту.The solution of these problems was achieved in a turbopump assembly containing a turbine with an impeller and oxidizer pumps, a fuel and an additional fuel pump, mounted coaxially, and containing, in turn, at least one centrifugal impeller, a magnetic coupling, in that each of the oxidizer pumps, fuel pump and an additional fuel pump contain at least one screw, external and internal shafts, while the turbine impeller is mounted on the internal shaft, the oxidizer pump is made two-stage, both the stages are screw centrifugal, and between the screw and the centrifugal impeller of the second stage of the oxidizer pump there is a hydraulic turbine mounted on an external shaft that runs inside the centrifugal impeller of the first stage and connected to the screw of the first stage of the two-stage pump, the screw has an external retaining ring rigidly connected to the centrifugal the impeller of the second stage of the pump, while the first impeller of the oxidizer pump is connected to the internal shaft through a magnetic coupling. The inner and outer shafts are made to rotate in opposite directions. The inner shaft is made composite, consisting of two parts. Parts of the inner shaft are connected through a gearbox or a multiplier with the possibility of their rotation in opposite directions. The fuel pump auger is rigidly mounted on the internal shaft. The fuel pump screw is connected to the internal shaft via a magnetic coupling.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…5, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 5, where:
- на фиг.1 приведена схема трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя,- figure 1 shows a diagram of a three-component liquid rocket engine,
- на фиг.2 приведен вид А, фиг.1,- figure 2 shows a view of figure 1,
- на фиг.3 приведена схема ТНА,- figure 3 shows a diagram of the TNA,
- на фиг.4 приведен разрез Б-Б, фиг.1,- figure 4 shows a section bB, figure 1,
- на фиг.5 приведена схема соединения частей внутреннего вала через зубчатую передачу (редуктор или мультипликатор), вид В, фиг.1.- figure 5 shows the connection diagram of the parts of the inner shaft through a gear transmission (gearbox or multiplier), view B, figure 1.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…5), содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 3 и турбонасосный агрегат 4, подстыкованный к газогенератору 3 посредством газовода 5, содержащий, в свою очередь, турбину 6, насос окислителя 7, насос горючего 8 и дополнительный насос горючего 9, две пары сопел крена 10, установленные попарно и оппозитно на трехходовых кранах 11, имеющих приводы 12. К трехходовым кранам 11 подсоединен газопровод 13, идущий от газовода 5. Турбонасосный агрегат 4 закреплен на раме 1 при помощи стяжек 14. Сопла крена 10 вместе с трехходовыми кранами 11 закреплены на нижнем силовом кольце 15, жестко связанном с силовой рамой 1. К соплам крена 10 подсоединены трубопроводы горючего 16 (четыре трубопровода), которые соединены с общим трубопроводом 16. Выход из насоса горючего 8 соединен трубопроводом 17 с входом в дополнительный насос горючего 9. К трубопроводу 16 подсоединен общий трубопровод 16. В четырех трубопроводах горючего 16 установлены пускоотсечные клапаны 18. Выход из насоса горючего 8 также через пускоотсечной клапан 19 и сильфон 20 трубопроводом 21 соединен с основным коллектором 22 камеры сгорания 2. Между газоводом 5 и камерой сгорания 2 установлен гибкий сильфон 23. Двигатель содержит два привода 24, установленных во взаимно перепендикулярных плоскостях камеры сгорания 2, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 25, прикрепленных шарнирами 26 к силовой раме 1, и имеющих штоки 27. На камере сгорания 1 выполнено силовое кольцо 28, к которому прикреплены штоки 27 приводов 24. Приводы 24 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания.A liquid-propellant rocket engine (Figs. 1 ... 5) comprises a power frame 1, a
Выход из насоса окислителя 7 трубопроводом окислителя 29, содержащим пуско-отсечной клапан окислителя 30, соединен с газогенератором 3. Также выход из дополнительного насоса горючего 9 трубопроводом горючего 31, содержащим пускоотсечной клапан горючего 32, соединен с газогенератором 3. На газогенераторе 3 и на камере сгорания 1 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 33. Двигатель оборудован системой продувки, которая включает в себя емкость 34, трубопровод 35 с клапаном продувки 36. Газовод 5 подсоединен к главному топливному коллектору 22. Кроме того, двигатель оборудован блоком управления 37, который электрическими связями 38 соединен с запальными устройствами 33 и с клапанами 18, 19, 30, 32, 36 и приводами 12.The exit from the
Особенностью двигателя (фиг.1 и 2) является то, что ТНА 4 закреплен на силовой раме 1 при помощи тяг 39, а камера сгорания 2 - при помощи основного шарнира 40, выполненного на продольной оси камеры сгорания 2, конкретно - на газоводе 5, соединяющем выход из турбины 6 и вход в камеру сгорания 2.A feature of the engine (FIGS. 1 and 2) is that the TNA 4 is mounted on the power frame 1 using rods 39, and the combustion chamber 2 - using the main hinge 40, made on the longitudinal axis of the
Нижнее силовое кольцо 15 также жестко связано с силовой рамой 1, например, при помощи тяг 41 или стрингеров, входящих в силовую схему ракеты (на фиг.1…5 не показано).The
Конструкция ТНА 4 приведена на фиг.2. ТНА 4, как отмечалось ранее, содержит турбину 6 и три насоса: насос окислителя 7, насос горючего 8 и дополнительный насос горючего 9. ТНА 4 выполнен двухвальным и содержит внутренний вал 42 и внешний вал 43, установленные в подшипниках 44.The design of the TNA 4 is shown in figure 2. TNA 4, as noted earlier, contains a turbine 6 and three pumps: an
Турбина 6 размещена под газогенератором 3 (в рабочем положении двигателя) и содержит корпус 45, рабочее колесо 46, установленное на внутреннем валу 42 и выполненное с рабочими лопатками 47, сопловые лопатки 48, установленные перед рабочими лопатками 47. К корпусу 45 подсоединен выхлопной патрубок 49 с полостью 50.The turbine 6 is placed under the gas generator 3 (in the working position of the engine) and contains a
Все насосы выполнены центробежными. Насос окислителя 7 выполнен около турбины 6 и содержит две ступени: первую ступень 51 и вторую ступень 52.All pumps are made centrifugal. The
Первая ступень 51 насоса окислителя 7 содержит центробежное рабочее колесо 53 со ступицей 54, шнек 55 и бандажное кольцо 56, которое установлено между шнеком 55 и центробежным рабочим колесом 53. Центробежное рабочее колесо 53 и шнек 55 установлены в корпусе 57. К корпусу 57 подстыкован входной корпус 58 с полостью 59, Центробежное рабочее колесо 53 первой ступени 51 насоса окислителя 7 связан с внутренним валом 42 через магнитную муфту 60.The first stage 51 of the
Вторая ступень 52 насоса окислителя 7 содержит центробежное рабочее колесо 61, со ступицей 62, шнек 63 с внешним бандажным кольцом 64, которое соединено с центробежным рабочим колесом 61. Между шнеком 63 и центробежным рабочим колесом 61 установлена гидротурбина 63, которая жестко соединена с внешним валом 43. Шнек 63, гидротурбина 65 и центробежное рабочее колесо 61 установлены в корпусе 66. К корпусу 66 подстыкован выходной корпус 67 с полостью 68. К выходу этой ступени подсоединены промежуточный корпус 69, соединяющий вход первой ступени 51 и вход второй ступени 52. Между гидротурбиной 65 и центробежным рабочим колесом 61 установлено фрикционное кольцо 70.The second stage 52 of the
Внутренний и внешний валы 42 и 43 выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны за счет соответствующего профилирования гидротурбины 65 (наклона ее лопаток). Это уменьшить гироскопический момент при вращении центробежных колес. Соответственно это улучшит управляемость вектором тяги двигателя.The inner and
Насос горючего 8 содержит центробежное рабочее колесо 71 со ступицей 72, шнек 73, установленный перед центробежным рабочим колесом 71, корпус 74, к которому подстыкован входной корпус 75 с полостью 76 и выходной корпус 77 с полостью 78. Возможны два варианта установки шнека 73 или на внутреннем валу 42, или он соединен с внутренним валом 42 через магнитную муфту 79. Во втором варианте исполнения между шнеком 73 и центробежным рабочим колесом 71 установлено фрикционное кольцо 80.The fuel pump 8 contains a centrifugal impeller 71 with a hub 72, a
Дополнительный насос горючего 9 содержит центробежное рабочее колесо 81 со ступицей 82, установленной на внутреннем валу 42 в корпусе 83, к которому подстыкован входной корпус 84 с полостью 85 и выходной корпус 86 с полостью 87.The additional fuel pump 9 comprises a centrifugal impeller 81 with a hub 82 mounted on the
Внутренний вал 42 может быть выполнен составным и состоять из двух частей: первая часть 88 (со стороны турбины 6) и вторая часть 89. Части внутреннего вала 88 и 89 могут быть соединены шлицевой рессорой 90 (фиг.1) или зубчатой передачей 91, например, через редуктор или мультипликатор (фиг.4). Предпочтительно выполнить соединение частей вала 88 и 89 с возможностью вращения в противоположные стороны за счет схемы зубчатой передачи 91 (фиг.4).The
Все центробежные рабочие колеса имеют передние и задние уплотнения, соответственно 92 и 93, при этом под задним уплотнением 93 выполнены разгрузочные полости 94, предназначенные для разгрузки осевых сил. Подшипники 44 уплотнены по валам 42 и 43 уплотнениями 95 (фиг.1).All centrifugal impellers have front and rear seals, respectively 92 and 93, while under the
Конструкция магнитной муфты 60 приведена на фиг.4. Магнитная муфта 60 содержит ведущую и ведомую полумуфты, соответственно 96 и 97, с постоянными магнитами 98, закрепленными на них. При этом функцию ведущей полумуфты 96 выполняет часть внутреннего вала 42, а функцию ведомой полумуфты 97 - ступица 54 центробежного рабочего колеса 53. Участок внешнего вала 43 между постоянными магнитами 98 или весь вал 43 должен быть выполнен из магнитопроницаемого материала, например, из немагнитной стали. Современные технологии позволяют, используя небольшие по габаритам постоянные магниты, передавать мощности 10…50 МВт, что достаточно для привода насосов самых мощных ЖРД.The design of the
Конструкция магнитной муфты 60 аналогичная, но для обеспечения пониженной частоты вращения шнека 73 в этой магнитной муфте следует специально применить маломощные постоянные магниты 98. В этом случае магнитная муфта 60 будет работать с проскальзыванием.The design of the magnetic clutch 60 is similar, but to ensure a reduced rotational speed of the
Возможный вариант конструкции зубчатой передачи 91 приведен на фиг.5.A possible design of the
Зубчатая передача 91 в этом варианте исполнения предназначена для передачи вращающего момента с первой части вала 88 к второй части вала 89. На первой части вала 88 установлена ведущая шестерня 99, а на второй части вала 89 - ведущая шестерня 100. Кроме того, зубчатая передача 91 содержит промежуточные шестерни 101, 102 и 103. Шестерни 102 и 103 жестко закреплены на валу 104. Шестерня 101 установлена на валу 105 и предназначена для реверсирования вращения, т.е. обеспечивает противоположное вращение частей валов 88 и 89 и одновременно увеличивает скорость вращения второй части вала 89.The
Двигатель запускается следующим образом. Окислитель (предпочтительно жидкий кислород). В качестве горючего предпочтительно использовать углеводородное горючее (керосин).The engine starts as follows. An oxidizing agent (preferably liquid oxygen). As fuel, it is preferable to use hydrocarbon fuel (kerosene).
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 37 по электрическим каналам связи 38 подается команда на ракетные клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг.1…5 не показаны). После заливки насосов окислителя 7 и горючего 8 открывают пускоотсечные клапаны 18, 30 и 32, установленные за насосом окислителя 7, после насоса горючего 8 и после дополнительного насоса горючего 9. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 3, где воспламеняются. Газогенераторный газ и горючее подаются в камеру сгорания 2. Горючее охлаждает камеру сгорания 2, проходя через зазор «Г», между ее оболочками, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 2 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 3. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 33.In the initial position, all engine valves are closed. When starting the liquid propellant rocket engine on the first fuel from the
После запуска турбонасосного агрегата 4 газогенераторный газ подается из газогенератора 3 в сопловые лопатки 48 и рабочие лопатки 47, раскручивается рабочее колесо 46, внутренний вал 42 с центробежным рабочим колесом 52 и центробежным рабочим колесом 71. Давление окислителя и горючего в полостях 68, 78 и 87 возрастает. Поток окислителя раскручивает гидротурбину 65, которая раскручивает внешний вал 43, который приводит во вращение шнек 55 и через магнитную муфту 60 - центробежное рабочее колесо 53.After the start of the turbopump unit 4, the gas-generating gas is supplied from the gas-
Шнек 55 повышает давление окислителя на входе в центробежное рабочее колесо 53, шнек 63 - на входе в центробежное рабочее колесо 71, тем самым предотвращает кавитацию на входах в центробежные рабочие колеса. Кавитационные свойства шнеков всегда лучше, чем у центробежных рабочих колес. Для значительного улучшения кавитационных свойств шнеки и схема их установки выполнены так, чтобы они работали с частотой вращения n2, меньшей, чем частота вращения центробежных рабочих колес, в 2…3 раза, что технически несложно за счет проектирования гидротурбины 65 пониженной мощности, например, за счет уменьшения габаритов и углов установки лопаток. Это также благоприятно скажется на весовых характеристиках ТНА.The
При этом центробежное рабочее колесо 53 первой ступени 51 насоса окислителя 7 вращается с такой же угловой скоростью, что и рабочее колесо 46 турбины 6, т.е. со скоростью n1 вращения внутреннего вала 42, что позволило значительно уменьшить габариты и вес насоса горючего и дополнительного насоса горючего.In this case, the centrifugal impeller 53 of the first stage 51 of the
При выключении двигателя закрывают пускоотсечные клапаны 18, 30 и 32 и открывают продувочный клапан 36 (фиг.1). Инертный газ из емкости 34 по трубопроводу 35 подается в зазор «Г» между стенками камеры сгорания 2.When the engine is turned off, the shut-off
Для управления по крену трехходовые краны 11 устанавливают в одно из трех положений (открыто вправо, открыто влево или закрыто) и открывают два противоположно установленных пускоотсечных клапана 18 (фиг.2). Горючее и газогенераторный газ поступают в два сопла крена 10 из четырех, возникает крутящий момент, который передается на нижнее силовое кольцо 15 и далее - на раму 1.To control the roll, three-
Применение новой конструкции ракетного двигателя позволило:Application of the new rocket engine design allowed:
Улучшить управляемость ракетой по углам рыскания, тангажа и крена за счет:Improve missile control in the yaw, pitch and roll angles by:
- оптимальной схемы размещения питания топливом сопел крена и также использования дожигания газогенераторного газа в соплах крена по аналогии с дожиганием в камере сгорания,- the optimal layout of the fuel supply of the nozzle roll and also the use of afterburning of gas in the nozzles of the roll by analogy with afterburning in the combustion chamber,
- исключить влияние гироскопического эффекта вращающихся деталей ТНА на управляемость вектором тяги.- to exclude the influence of the gyroscopic effect of the rotating parts of the THA on the controllability of the thrust vector.
Улучшить удельные характеристики ЖРД при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракетного двигателя.To improve the specific characteristics of the liquid propellant rocket engine during its operation at the final stage of the execution of the rocket engine launch program.
Применение нового ТНА позволило, кроме того, что практически исключить вредный гироскопический эффект на управление ракетой:The use of the new TNA allowed, in addition, to practically eliminate the harmful gyroscopic effect on missile control:
1. Значительно улучшить кавитационные свойства обоих насосов и обеих ступеней двухступенчатого (двухступенчатых) насосов за счет применения шнеков на входе во все центробежные рабочие колеса насосов и уменьшения скоростей вращения шнеков за счет раздельно привода в двухвальной схеме.1. Significantly improve the cavitation properties of both pumps and both stages of two-stage (two-stage) pumps due to the use of augers at the inlet of all centrifugal impellers of the pumps and reduction of the rotational speeds of the augers due to separate drive in a two-shaft circuit.
2. Обеспечить разгрузку осевых сил валов за счет сосной компоновки турбины и насосов, применения задних уплотнений, формирующих разгрузочные полости.2. To ensure the unloading of the axial forces of the shafts due to the pine arrangement of the turbine and pumps, the use of rear seals forming the discharge cavities.
3. Спроектировать турбонасосный агрегат очень большой мощности за счет повышения частоты вращения центробежных рабочих колес обоих насосов до предельно допустимых по прочности.3. Design a turbopump unit of very high power by increasing the speed of the centrifugal impellers of both pumps to the maximum permissible strength.
4. Предотвратить срыв потока перекачиваемых компонентов ракетного топлива в насосах вследствие кавитации на их входах.4. To prevent disruption of the flow of pumped components of rocket fuel in the pumps due to cavitation at their inlets.
5. Создать турбонасосный агрегат с минимальным весом и габаритами при большом напоре и производительности за счет применения максимальных угловых скоростей центробежных рабочих колес обоих насосов, применения многоступенчатой схемы одного или двух основных насосов (насоса окислителя и насоса горючего).5. Create a turbopump unit with a minimum weight and dimensions with a high head and productivity due to the use of the maximum angular velocities of the centrifugal impellers of both pumps, the use of a multi-stage scheme of one or two main pumps (oxidizer pump and fuel pump).
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009145352/06A RU2418970C1 (en) | 2009-12-07 | 2009-12-07 | Liquid-propellant engine and turbo-pump unit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009145352/06A RU2418970C1 (en) | 2009-12-07 | 2009-12-07 | Liquid-propellant engine and turbo-pump unit |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2418970C1 true RU2418970C1 (en) | 2011-05-20 |
Family
ID=44733723
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009145352/06A RU2418970C1 (en) | 2009-12-07 | 2009-12-07 | Liquid-propellant engine and turbo-pump unit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2418970C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2481489C1 (en) * | 2012-03-05 | 2013-05-10 | Николай Борисович Болотин | Turbo-pump unit of rocket engine |
| RU2514582C1 (en) * | 2013-06-18 | 2014-04-27 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
| RU2531831C1 (en) * | 2013-06-18 | 2014-10-27 | Николай Борисович Болотин | Liquid fuel rocket motor |
| RU2531835C1 (en) * | 2013-07-02 | 2014-10-27 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
| RU2562315C1 (en) * | 2014-08-05 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid propellant rocket engine |
| RU2612978C1 (en) * | 2013-04-23 | 2017-03-14 | Эрбюс Дефенс Энд Спейс Сас | Oriented rocket engine system |
| CN115355106A (en) * | 2022-08-24 | 2022-11-18 | 深圳驭龙航天科技有限公司 | Liquid rocket engine with combustion chamber for air extraction and circulation |
-
2009
- 2009-12-07 RU RU2009145352/06A patent/RU2418970C1/en active
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2481489C1 (en) * | 2012-03-05 | 2013-05-10 | Николай Борисович Болотин | Turbo-pump unit of rocket engine |
| RU2612978C1 (en) * | 2013-04-23 | 2017-03-14 | Эрбюс Дефенс Энд Спейс Сас | Oriented rocket engine system |
| RU2514582C1 (en) * | 2013-06-18 | 2014-04-27 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
| RU2531831C1 (en) * | 2013-06-18 | 2014-10-27 | Николай Борисович Болотин | Liquid fuel rocket motor |
| RU2531835C1 (en) * | 2013-07-02 | 2014-10-27 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine |
| RU2562315C1 (en) * | 2014-08-05 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Three-component liquid propellant rocket engine |
| CN115355106A (en) * | 2022-08-24 | 2022-11-18 | 深圳驭龙航天科技有限公司 | Liquid rocket engine with combustion chamber for air extraction and circulation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2418970C1 (en) | Liquid-propellant engine and turbo-pump unit | |
| CN110005546A (en) | A kind of multiple assisted take-off rocket engine and starting method | |
| EP3447274B1 (en) | Electric power-assisted liquid-propellant rocket propulsion system | |
| US8381508B2 (en) | Closed-cycle rocket engine assemblies and methods of operating such rocket engine assemblies | |
| US9650997B2 (en) | Rotary turbo rocket | |
| RU2520771C1 (en) | Liquid-propellant engine with generator gas staged combustion cycle | |
| RU2545615C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine turbo pump unit | |
| RU2420669C1 (en) | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll | |
| RU2302547C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2385274C1 (en) | Multi-stage carrier rocket, method to launch it and three-component rocket engine | |
| RU2458245C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and turbopump unit | |
| RU2299345C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and the method of its starting | |
| RU2412370C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension | |
| RU2300657C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2318129C1 (en) | Turbo-pump unit of liquid-propellant engine | |
| RU2441170C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles | |
| RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
| RU2302548C1 (en) | Turbopump set of liquid-propellant rocket engine | |
| RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
| RU2390476C1 (en) | Multi-stage | |
| RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
| US10233931B2 (en) | Turbine pump assembly with vacuum purged centrifugal impeller shrouds | |
| RU2464208C1 (en) | Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit | |
| RU2476709C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2476708C1 (en) | Liquid propellant rocket engine |