топливная магистраль жидкостного ракетного двигателя

Формула изобретения

1. Топливная магистраль жидкостного ракетного двигателя, содержащая расположенный во входной части магистрали центробежный насос, расположенный в выходной части магистрали тракт рубашки охлаждения камеры, включающий тракт рубашки охлаждения сопловой части камеры и тракт рубашки охлаждения камеры сгорания, а также содержащая агрегаты автоматики, в состав которых входит не менее двух клапанов, один из которых установлен на входе в магистраль, а второй – в выходной ее части, отличающаяся тем, что указанные два клапана выполнены многоразового действия, например пневмоуправляемыми, причем через клапан, установленный в выходной части магистрали, тракт рубашки охлаждения сопловой части камеры подключен к тракту рубашки охлаждения камеры сгорания, а к самой магистрали своим пассивным входом подключен эжектор, который своим активным входом подключен к емкости инертного газа или азота, а выход эжектора сообщен с дренажом, например, в окружающую среду.

2. Топливная магистраль по п.1, отличающаяся тем, что перед пассивным входом в эжектор установлен пневмоклапан, управляемый газом со стороны активного входа в эжектор, при этом со стороны активного входа в эжектор установлен обратный клапан, причем вход обратного клапана и управляющая полость пневмоклапана через электроклапан подключены к емкости инертного газа или азота.

3. Топливная магистраль по п.1, отличающаяся тем, что перед обратным клапаном со стороны активного входа в эжектор установлен жиклер.

4. Топливная магистраль по п.1 или 2, отличающаяся тем, что эжектор выполнен одноступенчатым.

5. Топливная магистраль по п.1 или 2, отличающаяся тем, что эжектор выполнен двухступенчатым.

6. Топливная магистраль по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что содержит два тракта рубашек охлаждения двух камер, а эти тракты сообщены между собой, например, трубопроводом.

7. Топливная магистраль по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что содержит четыре тракта рубашек охлаждения четырех камер, а эти тракты сообщены между собой, например, через трубопроводы.

8. Топливная магистраль по любому из п.1 или 2, отличающаяся тем, что между клапаном на входе в топливную магистраль и центробежным насосом топливной магистрали установлен бустерный шнековый насос.

9. Топливная магистраль по любому из п.1 или 2, отличающаяся тем, что перед клапаном на выходе из топливной магистрали в качестве дополнительного агрегата автоматики установлен гидравлический электроуправляемый дроссель.

10. Топливная магистраль по любому из п.1 или 2, отличающаяся тем, что тракт рубашки охлаждения камеры сгорания дополнительно подключен к магистрали на выходе из центробежного насоса через байпасную ветвь со своим дополнительным клапаном.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к топливным магистралям жидкостных ракетных двигателей.

Предшествующий уровень техники.

Известен жидкостный ракетный двигатель РД-119 конструкции ГДЛ-ОКБ, содержащий топливную магистраль, в частности, горючего (энциклопедия "Космонавтика" под ред. В.П.Глушко, М., 1985, стр.329, 330, статья "РД-119"). Эта магистраль включает центробежный насос горючего, камеру с трактом рубашки охлаждения, агрегаты автоматики: редуктор давления горючего и клапаны горючего, пускоотсечной и отсечной. Это устройство принимаем за аналог изобретения. Такая топливная магистраль применима в основном для жидкостных ракетных двигателей высотных ступеней, в том числе на двигателях большой тяги даже при сложной конфигурации магистрали.

Недостаток аналога в том, что для соответствующих бустерных жидкостных ракетных двигателей сложно обеспечить надежное заполнение такой магистрали перед запуском двигателя.

Известен жидкостный ракетный двигатель J-2 (США), разработанный фирмой “Рокетдайн” для второй и третьей ступеней ракеты-носителя “Сатурн-5”. В этом двигателе топливная магистраль горючего содержит центробежный насос горючего, клапаны горючего с пневматическими приводами, выход газообразного горючего для наддува бака с горючим, а также дренажные клапаны, которые закрываются после захолаживания и заливки насосов и трубопроводов (см. Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. “Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей”, М., 1989 г., стр.90, рис.5.5 и стр.91).

Недостаток этого аналога заключается в необходимости предварительной раскрутки турбины, осуществляемой сжатым гелием из баллона. Кроме того, топливные магистрали этого двигателя проблематично использовать для бустерных двигателей ракеты.

Известен жидкостный ракетный двигатель РД-107 конструкции ГДЛ-ОКБ, содержащий топливную магистраль горючего (см. авторы Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. “Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей”, М., 1989, стр.80, 81). В этом двигателе компоненты топлива из ракетных баков через входные клапаны поступают в насосы. Двигатель имеет также главные клапаны горючего и окислителя. Таким образом, магистраль горючего включает центробежный насос, установленный во входной части магистрали, четыре камеры с трактами рубашек охлаждения, входной клапан горючего и главный клапан горючего. Это устройство принимаем также в качестве аналога изобретения.

Недостаток аналога заключается в необходимости обеспечить незначительную протяженность магистрали горючего и простоту ее конфигурации, исключающую мешки и непроточные полости, при наличии которых в процессе заполнения горючим в магистрали могут образовываться газовые пузыри. Это является нежелательным особенно для бустерных двигателей больших тяг.

Известен жидкостный ракетный двигатель. РД-253 конструкции ГДЛ-ОКБ. Этот двигатель также содержит топливные магистрали (см. авторы Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. “Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей”, М., 1989, стр.92). В этом двигателе магистраль горючего включает два клапана, один из которых установлен на входе в магистраль перед насосом, а второй клапан установлен в выходной части магистрали перед трактом рубашки охлаждения камеры. Насос горючего двухступенчатый. На выходе из каждой ступени установлены агрегаты автоматики, включающие как агрегаты регулирования, так и клапаны. Таким образом магистраль горючего этого двигателя содержит последовательно расположенные в ней пироклапан, центробежный насос первой ступени, регулятор, отсечной пироклапан горючего камеры, тракт рубашки охлаждения камеры. Эту магистраль горючего принимаем в качестве прототипа предлагаемого изобретения.

Недостаток прототипа в том, что в нем необходимо обеспечивать, по возможности, наименьшую протяженность магистрали горючего и простоту ее конфигурации, исключающую мешки и непроточные полости, которые могут приводить к образованию газовых пузырей в магистрали. Наличие пузырей может неблагоприятно сказываться на запуске бустерного жидкостного ракетного двигателя большой тяги. В прототипе заполнение топливной магистрали горючего происходит при запуске двигателя. Только благодаря простоте внутренних форм этой магистрали и отсутствия в ней глубоких карманов, которые могут приводить к образованию значительных воздушных пузырей, вакуумирование магистрали не обязательно. Такой подход не применим для двигателей, имеющих сложную конфигурацию топливных трактов, требующих предварительного заполнения горючим рубашки охлаждения камеры, а также двигателей, имеющих в своем составе пусковой бачок, обеспечивающий его запуск при низком уровне давления в топливных баках ракеты.

Раскрытие изобретения.

В основу настоящего изобретения положена задача повышения надежности запуска бустерного жидкостного ракетного двигателя большой тяги за счет исключения возможности образования значительного объема газовых пузырей в магистрали горючего.

Сущность изобретения заключается в том, что разработана топливная магистраль жидкостного ракетного двигателя, обеспечивающая надежное заполнение жидким топливом рабочих магистралей двигателя и, как следствие, надежный и эффективный запуск жидкостного ракетного двигателя. В эту топливную магистраль входят: расположенный во входной части магистрали центробежный насос; расположенный в выходной части магистрали тракт рубашки охлаждения камеры, включающий тракт рубашки охлаждения сопловой части камеры и тракт рубашки охлаждения камеры сгорания, а также агрегаты автоматики, в состав которых входит не менее двух клапанов, один из которых установлен на входе в магистраль, а второй - в ее выходной части. При этом указанные два клапана выполнены многоразового действия, например пневмоуправляемыми, причем через клапан, установленный в выходной части магистрали, тракт рубашки охлаждения сопловой части камеры подключен к тракту рубашки охлаждения камеры сгорания, а к самой магистрали своим пассивным входом подключен эжектор, который своим активным входом подключен к емкости инертного газа или азота, а выход эжектора сообщен с дренажом, например, в окружающую среду. Следует отметить, что вместо емкости возможно использование какого-либо тракта высокого давления указанных газов, а также использование газа из наземного оборудования.

Учитывая отсутствие или нечеткость терминологии в технической литературе относительно некоторых частей эжектора, не соответствующую их возможному конструктивному исполнению (см., например, "Политехнический словарь" главный редактор академик И.И.Артоболевский, М., 1976, стр.477, 570 и "Политехнический словарь" главный редактор академик А.Ю.Ишлинский, М., 1980, стр.504, при этом считаем, что не случайно более поздний словарь А.Ю.Ишлинского не использовал соответствующих терминов из словаря И.И.Артоболевского), для данной заявки на изобретение введены термины “активный вход” - вход в сопло из газовой магистрали высокого давления, “пассивный вход” - вход в эжектор со стороны магистрали откачиваемой среды.

В частном случае перед пассивным входом в эжектор установлен пневмоклапан, управляемый газом со стороны активного входа в эжектор, при этом со стороны активного входа в эжектор установлен обратный клапан, а вход обратного клапана и управляющая полость пневмоклапана через электроклапан подключены к указанной выше емкости инертного газа или азота. При этом в частном случае перед обратным клапаном в магистрали со стороны активного входа в эжектор установлен жиклер.

В частных случаях эжектор может быть выполнен как одноступенчатым, так и двухступенчатым. При необходимости возможно также и большее количество ступеней в эжекторе, но это может привести к неоправданному усложнению конструкции устройства.

В других частных случаях топливная магистраль содержит два тракта рубашек охлаждения двух камер, а эти тракты сообщены между собой, например, через трубопроводы. Возможно также наличие четырех трактов охлаждения четырех камер. В общем случае возможно практически любое число трактов охлаждения соответствующих камер.

В частных случаях, возможно, что в топливной магистрали между клапанами на входе в магистраль и центробежным насосом в топливной магистрали установлен бустерный шнековый насос.

Возможно также, что перед клапаном на выходе из топливной магистрали в качестве дополнительного агрегата автоматики установлен гидравлический электроуправляемый дроссель.

В частном случае тракт рубашки охлаждения камеры сгорания дополнительно подключен к магистрали на выходе из центробежного насоса через байпасную ветвь со своим дополнительным клапаном.

Техническим результатом, достигаемым изобретением, является обеспечение возможности повышения надежности запуска бустерного жидкостного ракетного двигателя большой тяги, например 200 тc, за счет исключения возможности образования значительного объема газовых пузырей в магистрали горючего. Следует отметить также, что заполнение магистрали горючего после ее предварительного вакуумирования будет способствовать сокращению времени подготовки двигателя к запуску. Данное обстоятельство можно также считать благоприятным фактором для жидкостного ракетного двигателя в целом.

Кроме того, изобретение позволяет менять соотношение расходов охлаждающего топлива в трактах рубашек охлаждения камеры сгорания и сопловой части камеры

Краткое описание чертежа.

На чертеже представлена топливная магистраль жидкостного ракетного двигателя.

Пример реализации изобретения.

На чертеже представлена магистраль горючего кислородокеросинового жидкостного ракетного двигателя большой тяги (например, 200 тс).

Данное устройство может быть использовано как на однокамерном, так и на многокамерном жидкостном ракетном двигателе.

Изображенная на чертеже магистраль горючего состоит из входного (подбакового) клапана 1, на выходе которого установлен бустерный шнековый насос горючего 2. Этот насос трубопроводом сообщен с центробежным насосом горючего 3 турбонасосного агрегата (остальные составляющие турбонасосного агрегата на чертеже не показаны, т.к. в них нет необходимости при рассмотрении настоящего изобретения). Жидкостная полость насоса 3 со стороны выхода трубопроводом 4 сообщена со 2-ой ступенью центробежного насоса горючего турбонасосного агрегата (2-я ступень на чертеже не показана), а трубопроводами 5, 6, 7 сообщена с трактом рубашки охлаждения 8 сопловой части 9 камеры 10.

Тракт рубашки охлаждения 8 подключен к тракту рубашки охлаждения 11 камеры сгорания 12 через главный клапан горючего 15. Ответвление 16 от трубопровода 5 ведет к магистралям горючего, относящимся к другим камерам рассматриваемого жидкостного ракетного двигателя. В случае однокамерного жидкостного ракетного двигателя ответвление 16 должно отсутствовать и его следует исключить из рассмотрения.

Вход в главный клапан 15 трубопроводом 17 сообщен с трактом рубашки охлаждения 8. Следует отметить, что в отдельных случаях может оказаться целесообразной подача части расхода в тракт охлаждения 11 камеры сгорания 12 через специально выполненную отдельную байпасную ветвь 13 со своим дополнительным клапаном 14.

Важным элементом изобретения является состоящий из первой ступени 18 и второй ступени 19 эжектор 20. Эжектор 20 имеет активный вход 21 и пассивный вход 22, а также выход 23, направленный в дренаж. Входная полость главного клапана 15 подключена к пассивному входу 22 эжектора 20 через трубопровод 24 и пневмоклапан 25, который управляется электропневмоклапаном 26. На активной входной магистрали эжектора 20 установлены также обратный клапан 27 и жиклер 28. Выход из электропневмоклапана 26 раздваивается на каналы 29 и 30.

Работает рассматриваемое устройство следующим образом.

В исходном положении клапаны 1, 15, 14, 25, 26 закрыты. Горючее из ракетного или стендового топливного бака (на чертеже бак для упрощения не показан) подходит ко входу во входной (подбаковый) клапан 1.

Магистраль горючего, ограниченная указанными клапанами, образует замкнутый объем, заполненный воздухом или азотом. По команде на подготовку магистрали горючего к заполнению открывается электропневмоклапан 26, включая подачу газообразного азота. Далее по каналу 30 через настроечный жиклер 28 и обратный клапан 27 газообразный азот попадает в активный вход 21 эжектора 20 и далее к первой ступени 18 и второй ступени 19 этого эжектора. В результате на пассивном входе 22 эжектора создается разрежение. Одновременно по каналу 29 газообразный азот подается в управляющую полость пневмоклапана 25, обеспечивая открытие этого пневмоклапана и сообщая трубопровод 24 с пассивным входом 22 эжектора 20. При расходе газообразного азота через эжектор 20 поддерживается разрежение на пассивном входе 22. В результате газ из магистрали горючего жидкостного ракетного двигателя (между клапанами 1, 15, 14) откачивается через пневмоклапан 25 до соответствующего разрежения. Далее закрывают электропневмоклапан 26, перекрывая подачу газообразного азота в эжектор 20. При этом закрывается пневмоклапан 25, а в топливной магистрали горючего между клапанами 1, 15, 14 и 25 остается газ требуемого разрежения.

В случае, если устройство содержит более чем один центробежный насос и более одной камеры, газообразная среда, например азот, откачивается и из этих агрегатов по имеющимся в этом случае трубопроводам 4 и 16.

Перед запуском открывают входной (подбаковый) клапан 1, заполняя магистраль горючего до главного клапана 15 и клапанов 14 и 25.

При запуске жидкостного ракетного двигателя открывается главный клапан 15, а также в заданной последовательности с ним клапан 14 (последний, если схема жидкостного ракетного двигателя соответствует приведенному чертежу).

Промышленная применяемость.

Изобретение предназначено для использования в жидкостных ракетных двигателях.

Работоспособность изобретения не вызывает сомнения и оно готово к промышленному применению.