агрегат подачи горючева в двс

Формула изобретения

1. Турбонасосный агрегат подачи топлива в двигатель внутреннего сгорания (ДВС), работающий на сжиженном природном газе, содержащий установленные на валу крыльчатку воздушного компрессора, крыльчатку насоса горючего, турбину с рабочим колесом, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, и газогенератор, корпус которого установлен соосно с турбиной, отличающийся тем, что к валу турбонасосного агрегата подсоединен стартер, а выходы из крыльчатки воздушного компрессора и насоса горючего соединены с газогенератором.

2. Турбонасосный агрегат п.1, отличающийся тем, что на выходе из насоса горючего установлен теплообменник-газификатор.

3. Турбонасосный агрегат п.1 или 2, отличающийся тем, что на выходе из насоса горючего установлен ресивер.

4. Турбонасосный агрегат по п.1 или 2, отличающийся тем, что на выходе из насоса горючего перед газогенератором установлен регулятор расхода горючего.

5. Турбонасосный агрегат по п.3, отличающийся тем, что на выходе из насоса горючего перед газогенератором установлен регулятор расхода горючего.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания - ДВС, работающим на сжиженном природном газе СПГ, конкретно к агрегату подачи топлива - турбонасосному агрегату ТНА.

Известен турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение № 2095607. Этот ТНА содержит 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. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

Недостатком ТНА двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ТНА и ТНА по патенту РФ на изобретение № 2187684. Способ работы ТНА 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. Двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Насосы и турбины скомпонованы в два ТНА: основной и бустерный. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата, насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение № 2190114, МПК⁷ 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.

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.

Известен ТНА для жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение № 2232915, опубл. 10.09.2003 г (прототип), 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 (дополнительного насоса горючего) соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком такой схемы является отсутствие средства газификации жидкого топлива перед его подачей в камеру сгорания и низкий КПД турбины ТНА.

Задачи создания изобретения: повышение КПД ТНА и обеспечение газификации топлива (горючего).

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что в агрегате подачи горючего в двигатель внутреннего сгорания - ДВС, работающем на сжиженном природном газе, содержащем установленные на валу крыльчатку воздушного компрессора, крыльчатку насоса горючего, турбину с рабочим колесом, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, и газогенератор, корпус которого установлен соосно с турбиной, к валу турбонасосного агрегата подсоединен стартер, а выходы из крыльчатки воздушного компрессора и насоса горючего соединены с газогенератором. На выходе из насоса горючего установлен теплообменник-газификатор. На выходе из насоса горючего установлен ресивер. На выходе из насоса горючего перед газогенератором установлен регулятор расхода горючего.

Проведенные патентные исследования показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью. Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - достижением нового эффекта. Промышленная применимость обусловлена тем, что все элементы, входящие в компоновку ТНА, известны из уровня техники и широко применяются в двигателестроении.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

Агрегат подачи топлива в ДВС содержит вал 1, на котором установлены детали ротора ТНА в следующей последовательности: крыльчатка насоса горючего 2 - на консоли, далее - крыльчатка воздушного компрессора 3 и потом - рабочее колесо 4 турбины 5. Турбина 5 содержит сопловой аппарат 6. Вал 1 установлен на подшипниках 7, которые уплотнены уплотнениями 8.

Крыльчатка насоса горючего 2 размещена в корпусе 9, крыльчатка воздушного компрессора 3 размещена в корпусе 10, рабочее колесо 4 турбины 5 размещено в корпусе 11. Между корпусами 10 и 11 (между крыльчатками 2 и 3) выполнен корпус 12 редуктора 13, из которого выходит пусковой вал 14, соединенный через муфту 15 со стартером 16.

Турбонасосный агрегат оборудован газогенератором 17. Газогенератор 17 имеет корпус 18, который установлен соосно с валом 1 над сопловым аппаратом 6 турбины 5. Газогенератор 17 содержит головку газогенератора 19, внутри которой выполнены наружная плита 20 и внутренняя плита 21 с образованием полости А над ними и полостью Б между ними. Внутри головки 19 установлены форсунки горючего 22 и воздушные форсунки 23. Воздушные форсунки 23 сообщают полость А с внутренней полостью газогенератора В, а форсунки горючего 22 сообщают полость Б с внутренней полостью газогенератора В. На наружной поверхности газогенератора 17 установлен воздушный коллектор 24, к которому подходит воздухопровод 25, соединенный с выходом из крыльчатки воздушного компрессора 3.

Выход из крыльчатки насоса горючего 2 соединен топливопроводом 26 с входом в теплообменник-газификатор 27, выход из него газопроводом 28 соединен с ресивером 29, от которого отходит система подачи топлива в ДВС 30 с отсечным клапаном 31. К системе подачи топлива в ДВС подстыкован топливный трубопровод 32 с регулятором 33 и клапаном 34, другой конец которого соединен с полостью Б. К теплообменнику-газификатору 27 подсоединена труба 35, которая отходит от выхода турбины 5. С дугой стороны к теплообменнику-газификатору 17 подсоединена выхлопная труба 36 для сброса продуктов сгорания в атмосферу. На корпусе 18 газогенератора 17 установлен электрический запальник 37. На входе в крыльчатку воздушного компрессора 3 установлен фильтр 38.

При запуске ДВС включают стартер 16 и открывают отсечной клапан 31 и клапан 34. Стартер 16 раскручивает вал 1. В газогенератор 17 в полость В поступает воздух и горючее. При помощи электрозапальника 37 смесь воспламеняется и продукты сгорания проходят сопловой аппарат 6 и рабочее колесо 5 турбины 5, при этом рабочее колесо турбины 4 и вал 1 раскручиваются, приводя во вращение крыльчатки 2 и 3. Давление горючего (сжиженный природный газ) на выходе из крыльчатки горючего 2 повышается. Проходя теплообменник-газификатор 27, горючее газифицируется выхлопными газами, выходящими из турбины 5. При этом тепловая энергия выхлопных газов частично утилизируется, что повышает КПД установки в целом. Работа газогенератора 17 на газообразной фазе СПГ позволит обеспечить более устойчивое горение, по сравнению с его работой на жидкой фазе. Кроме того, проектирование газогенератора 17 для работы на сжиженном СПГ привело бы к тому, что при длительном хранении сжиженного СПГ в емкости, его температура поднимется до метки кипения и все оборудование будет работать на двухфазной среде, т.е. на нерасчетном режиме с отрицательными последствиями, а именно пульсирующим горением и снижением КПД.

Ресивер 29 уменьшает инерционность двигателя ДВС, на котором установлен этот агрегат, т.к. большая масса теплообменника-газификатора 27 приводит к тому, что при резком открытии регулятора 33 температура продуктов сгорания в газогенераторе 17 увеличится, а температура и расход горючего в ДВС некоторое время останутся без изменения.

Регулирование режима работы ДВС осуществляется регулятором 33. Выключение ДВС осуществляется отсечным клапаном 31 и клапаном 34, путем их перекрытия.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить газификацию топлива и устойчивую работу газогенератора на однофазном (газообразном топливе - СПГ).

2. Повысить КПД турбины и всей установки в целом за счет утилизации тепла за турбиной.

3. Улучшить приемистость работы ДВС.

4. Упростить кинематическую схему ТНА.

5. Уменьшить общий вес ТНА.

6. Уменьшить давление и утечку горючего в дренаж.

7. Улучшить пожаробезопасность ТНА за счет:

- уменьшения вероятности контакта воздуха и горючего в полости крыльчатками,

- исключения попадания в корпус редуктора горючего, за счет размещения крыльчатки горючего на консоли вала.