ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ Российский патент 1996 года по МПК F02K9/46 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе, например кислороде, углеродном горючем и водороде.

В последние годы утвердилось направление развития ракетно-космической техники, связанное с созданием транспортных ракетно-космических комплексов.

Современное ракетостроение развивается в направлении увеличения груза, выводимого на орбиту, при одновременном снижении стоимости выведения 1 кг груза.

Во многих проектах перспективных транспортных ракетных комплексов используется кислород и два вида горючего: углеводородное преимущественно на начальном участке выведения и водород главным образом на высотном участке. В связи с этим перспективным является использование трехкомпонентного ЖРД в сочетании с многократностью его использования.

В настоящее время в России, США и Франции изучаются проблемы создания трехкомпонентного ЖРД, но нет экспериментальных и практических разработок трехкомпонентного двигателя, работающего с избытком горючего в газогенераторе. Использование газогенератора с избытком горючего позволит обеспечить надежную работу при многократном использовании двигателя.

Учитывая необходимость решения ряда проблемных вопросов создания трехкомпонентного ЖРД (вопросов смесеобразования и устойчивого горения на трехкомпонентном и двухкомпонентном режимах работы, вопросов поджига, переключения режима работы и т.д.), целесообразно на основе существующих двухкомпонентных ЖРД создать экспериментальный двигатель.

Известен ЖРД, содержащий камеру, смесительную головку, турбонасосные агрегаты для подачи водорода, углеродного горючего и кислорода, приводимые в действие перегретым водородом (патент США N 4771600, НКИ 60-258, 1988 г.).

Использование данного ЖРД возможно только при ограничении давления в камере до 120 кгс/см² из-за ограничений работоспособности теплого водорода, используемого для привода трех турбонасосов, и не позволяет реализовать достигнутый уровень давлений в камере 200-250 кгс/см².

Наиболее близким к предложенному является ЖРД SSME, содержащий камеру, газогенератор, турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, работающий на компонентах кислород водород (Двигатели воздушно-космических систем США, Японии, Англии, Франции, ФРГ. ЦИАМ, 1987, стр. 4-16 прототип).

Упомянутый ЖРД работает только на двухкомпонентном режиме питания. Задачей изобретения является создание экспериментального ЖРД на базе отработанного двухкомпонентного двигателя для улучшения энергетических характеристик транспортных комплексов и получения экспериментальных данных для разработки реальной конструкции трехкомпонентного двигателя и для решения вопросов конструктивного исполнения отдельных узлов двигателя.

Поставленная задача достигается тем, что на базовый отработанный двухкомпонентный двигатель установлен трехкомпонентный газогенератор, обеспечивающий работу на трех компонентах два различных горючих и окислитель, например водород, углеводородное горючее и кислород, и работу на двух компонентах одно горючее водород и окислитель. Для обеспечения трехкомпонентного режима работы второе горючее подают через магистраль с регулятором и пускоотсечным клапаном от стендовой линии высокого давления. Регулятор обеспечивает требуемые расходы на различных статических режимах работы. Необходимый закон изменения расхода второго горючего в процессе запуска двигателя обеспечивается установкой на линии питания газогенератора магистрали слива с пускоотсечными клапанами и дозирующими устройствами, например шайбами, соединенной с полостью низкого давления, например, атмосферой. Для предотвращения попадания окислителя в линию питания вторым горючим и замерзания горючего от холодного (криогенного) окислителя или горючего к магистрали питания газогенератора вторым горючим подведена магистраль высокого давления инертного газа для продувки магистрали.

При переключении двигателя на двухкомпонентный режим работы второе горючее заменяют первым горючим, для чего магистраль питания вторым горючим соединена через пускоотсечный клапан с магистралью питания первым горючим. Для обеспечения необходимого соотношения компонентов топлива часть первого горючего на трехкомпонентном режиме работы отбирают за насосом через магистрали с пускоотсечными клапанами и дозирующими устройствами на площадку утилизации горючего и в газовый тракт после турбины.

Указанная совокупность признаков проявляет в предложенных решениях новые свойства, заключающиеся в том, что предложенный ЖРД позволяет реализовать трехкомпонентный режим работы с давлением в газогенераторе порядка 360 кгс/см² и давлением в камере порядка 190 кгс/см², что обеспечивает решение проблемных вопросов создания такого двигателя, а также решение вопросов повышения энергетических характеристик двигательной установки.

Таким образом, предложенное техническое решение соответствует критерию "изобретательский уровень". Схема предложенного ЖРД представлена на фиг.1, где:
1 камера;
2 бустерный насос первого горючего;
3 бустерный насос окислителя;
4 насос первого горючего;
3 5 насос окислителя;
6 турбина;
7 газогенератор;
8 коллектор газогенератора;
9, 12, 15, 18, 21 трубопровод;
10, 30 регулятор;
11, 13, 16, 19, 22, 23, 26, 27, 28, 29 пускоотсечный клапан;
14, 17, 24, 25 дозирующее устройство;
20 коллектор сопла камеры;
31 дроссель.

ЖРД состоит из камеры 1, бустерных насосов первого горючего 2 и окислителя 3, насоса первого горючего 4, насоса окислителя 5, турбины 6, газогенератора 7. Коллектор 8 на корпусе газогенератора соединен магистралью 9 через регулятор 10 и пускоотсечный клапан 11 со стендовой линией высокого давления подачи второго горючего.

Линия питания газогенератора вторым горючим соединена магистралью слива 12 с пускоотсечными клапанами 13 и дозирующими устройствами 14 с полостью низкого давления. К магистралям питания вторым горючим подсоединена магистраль высокого давления инертного газа 15 через пускоотсечный клапан 16 и дозирующее устройство 17. Магистраль питания газогенератора вторым горючим соединена трубопроводом 18 через пускоотсечный клапан 19 с магистралью первого горючего, например с коллектором 20 отвода водорода из расширяющейся части сопла. Трубопровод 21 подачи первого горючего после насоса соединен соответственно через пускоотсечные клапаны 22 и 23 и дозирующие устройства 24 и 25 с атмосферой и газовым трактом после турбины. Газогенератор и камера соединены через пускоотсечные клапаны 26, 27, 28, 29 с насосами первого горючего и окислителя. На магистралях питания окислителем газогенератора установлен регулятор 30, а камеры дроссель 31.

При запуске двигателя окислитель, первое горючее и второе горючее после открытия пускоотсечных клапанов 26, 27 и 11 поступают в газогенератор, а при открытии пускоотсечных клапанов 28 и 29 окислитель и первое горючее поступают в камеру, где компоненты поджигаются, например, электроплазменным запальником.

Для исключения замерзания второго горючего, например углеводородного горючего, от холодного (криогенного) окислителя и горючего, и исключения микровзрывов твердого горючего, а также обеспечения лучшего поджига производится продувка магистрали питания через трубопровод 15 после открытия пускоотсечного клапана 16, расход инертного газа обеспечивается дозирующим устройством 17. Необходимый градиент нарастания давления в газогенераторе обеспечивается характеристиками насосов окислителя 5 и горючего 4, а также сливом части второго горючего в процессе запуска через магистраль слива 12 с пускоотсечным клапаном 13 и дозирующим устройством 14. Регулятор расхода второго горючего 10 настроен на запуске на режим порядка 25% тяги от номинального режима. Необходимый закон изменения расхода второго горючего при выводе его на 25% Pнк

обеспечивается настройкой дозирующих устройств 14 и открытием в необходимое время пускоотсечных клапанов 13, а также настройкой регулятора 10. Для обеспечения требуемого соотношения компонентов в газогенераторе и камере на трехкомпонентном режиме работы часть первого горючего после насоса сливается на площадку утилизации (в атмосферу) через трубопровод с пускоотсечным клапаном 22 и дозирующим устройством 24 и отводится в газовый тракт после турбины магистралью с пускоотсечным клапаном 23 и дозирующим устройством 25. Различные уровни режимов по давлению в камере и соотношению компонентов в камере и газогенераторе на трехкомпонентном режиме работы обеспечиваются регуляторами 10, 30 и дросселем 31. Поддержание требуемого соотношения компонентов в газогенераторе обеспечивается за счет синхронизации работы приводов регуляторов 10 и 30 по их гидравлическим характеристикам, например за счет подачи необходимых электрических команд. При переводе двигателя на двухкомпонентный режим закрывается пускоотсечный клапан 11, открывается пускоотсечный клапан 19 и включается продувка второго горючего открытием клапана 16. Второе горючее заменяется первым, двигатель выходит на двухкомпонентный режим работы.

Трехкомпонентный газогенератор с магистралями питания, агрегатами регулирования и управления обеспечивает требуемые трехкомпонентые и двухкомпонентные режимы работы. Это позволяет исследовать характеристики трехкомпонентного ЖРД, назначить оптимальные значения параметров и получить наилучшие энергетические характеристики двигателя.

Использование: в ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе. Сущность изобретения: на базовой двухкомпонентный двигатель устанавливается трехкомнатный газогенератор 7 с магистралью питания вторым горючим 9, с регулятором 10 от источника высокого давления. Необходимый расход второго горючего в процессе запуска обеспечивается установкой магистрали слива 12 с дозирующими устройствами 14. Для предотвращения замерзания второго горючего подведена магистраль продувки инертным газом 15. Для перевода двигателя на двухкомпонентный режим магистраль питания вторым горючим соединена магистралью 18 с магистралью первого горючего. Для обеспечения необходимого соотношения компонентов за насосом первого горючего установлены магистрали с пускоотсечными клапанами 22 для слива горючего в атмосферу и пускоотсечным клапаном 23 в газовый тракт турбины. 1 ил.

Экспериментальный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий камеру, агрегаты подачи окислителя и первого горючего, агрегаты управления и регулирования с магистралями, отличающийся тем, что он снабжен трехкомпонентным газогенератором, магистралью второго горючего с регулятором и пускоотсечным клапаном, соединенной с источником высокого давления, имеющей магистраль слива с пускоотсечными клапанами и дозирующим устройством в полость низкого давления, к магистрали питания газогенератора вторым горючим подведена через пускоотсечной клапан и дозирующее устройство магистраль высокого давления инертного газа, магистраль питания вторым горючим соединена через пускоотсечной клапан с магистралью первого горючего, а магистраль подачи первого горючего от насоса соединена через пускоотсечные клапаны и дозирующие устройства с атмосферой и газовым трактом после турбины.