ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА КРИОГЕННОМ ТОПЛИВЕ Российский патент 1998 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности ЖРД тягой менее 5 тс для разгонных блоков ракет-носителей и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель - жидкий кислород и углеводородное горючее.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасосы окислителя и горючего с расходными магистралями этих компонентов, связанные с приводной турбиной, и газогенератор, при этом расходная магистраль одного из компонентов топлива подключена к камере сгорания и связана параллельной линией с входом газогенератора, к которому подключена расходная магистраль второго компонента, а выход газогенератора соединен с входом турбины, выход которой подключен к камере сгорания (Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /Под ред. В.М.Кудрявцева. -М: Высшая школа, 1983, с. 11, рис. 1.6). При использовании известного ЖРД в космических аппаратах или последних ступенях ракет-носителей в этом ЖРД используется криогенное топливо - жидкий кислород (окислитель) и углеводородное горючее. В газогенераторе поступает весь окислитель и часть потока горючего, в результате чего в нем образуется генераторный газ с очень большим избытком окислителя (кислорода). При этом температура генераторного газа на входе в турбину составляет несколько сотен градусов, а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания, составляющее десятки и более атмосфер. Особенно эта проблема характерна для ЖРД тягой менее 5 тс, когда из-за масштабного эффекта КПД турбонасосов уменьшается и требуется существенное повышение температуры генераторного газа для обеспечения приемлемых давлений в камере сгорания. При указанных значениях температуры и давления и очень большом избытке кислорода (массовое соотношение окислителя и горючего α>10) генераторный газ обладает крайне высокой химической активностью по отношению к материалу турбины, что может вызвать ее возгорание с последующим взрывом турбонасоса. Происходит также снижение ресурса работы турбины вследствие повышенного износа ее элементов. Также может произойти выход из строя уплотнения валов турбонасосов и горючего турбины, что приведет к аварии ЖРД. Надежность данной схемы ЖРД может быть повышена за счет снижения (в ≈2 раза) давления в камере сгорания. Однако это связано со значительным увеличением габаритов камеры сгорания, что неприемлемо ввиду жестких ограничений по габаритам для космических аппаратов.

Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, связанные с турбиной и соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, и газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика". Энциклопедия. /Под ред. В.П.Глушко. -М.: Сов энциклопедия, 1985, с. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива (жидкий кислород и керосин) после турбонасосов поступает в камеру сгорания, а небольшая часть этих компонентов поступает в газогенератор (открытая схема ЖРД). В этом случае, поскольку в газогенератор вводится лишь часть окислителя, несколько снижается химическая активность генераторного газа. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в окружающую среду. Это позволяет улучшить условия работы турбины и повысить эксплуатационную надежность двигателя. Недостатком данного ЖРД является то, что сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, а с большим избытком или недостатком окислителя. Это обусловлено тем, что для обеспечения термостойкости лопаток турбины необходимо поддерживать температуру генераторного газа значительно более низкой, чем температура в камере сгорания ЖРД. В результате этого химическая энергия поступающего в газогенератор топлива используется не полностью, что снижает экономичность ЖРД. Кроме того, при окислительном режиме в газогенераторе большой избыток кислорода обуславливает высокую химическую активность генераторного газа, вызывающую повышенный износ элементов турбины. При восстановительном режиме с большим недостатком окислителя (α<0,1) в генераторном газе образуется большое количество сажи, ухудшающей работу турбины из-за эрозии лопаток и закоксовывания ее поверхности. Недостатком данного ЖРД является также то, что турбонасосы окислителя и горючего соединены в едином турбонасосном агрегате (ТНА), поскольку их привод осуществляется от одной общей турбины. Совместная компоновка высокотемпературной турбины и насоса криогенного окислителя приводит к повышенным энергозатратам при предварительном захолаживании этого насоса, которое производится перед запуском ТНА. При этом в данном ЖРД газогенератор и ТНА с целью снижения теплопритоков размещаются на удалении от бака криогенного окислителя, что приводит к удлинению магистрали окислителя и вызывает необходимость установки на ней дополнительного (бустерного) насоса.

Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе и снижения потерь при выхлопе генераторного газа.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, в соответствии с изобретением снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, при этом выход первой турбины соединен с входом второй турбины, выход которой соединен с закритической частью сопла камеры сгорания.

Выполнение в газогенераторе рубашки охлаждения, включенной в расходную магистраль горючего, позволяет сжигать топливо при оптимальном соотношении компонентов, поскольку в этом случае рубашка охлаждения обеспечивает снижение температуры генераторного газа до величины, исключающей его термическое воздействие на лопатки первой турбины, связанной с турбонасосом горючего. При этом повышается экономичность ЖРД за счет значительного повышения полноты сгорания топлива в газогенераторе. Наличие второй турбины, установленной за первой турбиной по потоку генераторного газа, позволяет обеспечить индивидуальный привод турбонасоса криогенного окислителя. При этом ЖРД содержит самостоятельный турбонасосный агрегат (ТНА) подачи окислителя и ТНА подачи горючего, что существенно облегчает компоновку ЖРД и позволяет снизить потери при его работе. В частности, обеспечивается возможность установки ТНА окислителя на баке криогенного окислителя, что позволяет сократить длину магистрали криогенного окислителя и убрать бустерный насос. Установка второй турбины за первой турбиной, связанной с газогенератором, обеспечивает значительное снижение температуры генераторного газа, поступающего в ТНА окислителя, что позволяет уменьшить энергозатраты при захолаживании насоса криогенного окислителя перед запуском ТНА. Подключение выхода второй турбины к закритической части сопла повышает экономичность работы ЖРД за счет возможности дальнейшего расширения и увеличения скорости отработанного генераторного газа на выходе из сопла.

Конструкция предложенного жидкостного ракетного двигателя представлена на прилагаемом чертеже.

ЖРД содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и соплом 3, имеющую тракт охлаждения 4 и кольцевой коллектор 5, установленный в закритической части сопла 3. К смесительной головке 2 камеры сгорания подключены расходная магистраль окислителя 6, связанная через турбонасос окислителя 7 с баком криогенного окислителя (не показан), и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 с баком углеводородного горючего (не показан). Магистраль горючего 8 подключена к смесительной головке 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос 9 имеет приводную турбину 10, подключенную к газогенератору 11, вход которого линиями 12 и 13 соединен с расходными магистралями окислителя 6 и горючего 8. ЖРД снабжен также второй турбиной 14, связанной с турбонасосом окислителя 7, а газогенератор 11 имеет рубашку охлаждения 15, включенную в расходную магистраль горючего 8 между турбонасосом 9 и камерой сгорания 1. При этом турбонасос 7 с турбиной 14 составляют турбонасосный агрегат (ТНА) окислителя, а турбонасос 9 с турбиной 10 составляют ТНА горючего. Выход турбины 10 линией 16 соединен с входом второй турбины 14, выход которой линией 17 подключен к кольцевому коллектору 5, установленному на сопле 3 камеры сгорания. В расходных магистралях окислителя 6 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 18 и 19, а на линиях 12 и 13 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 20 и 21.

При работе ЖРД криогенный окислитель и углеводородное горючее подаются турбонасосными агрегатами в камеру сгорания 1 по магистралям 6 и 8. Одновременно небольшая часть окислителя и горючего по линиям 12 и 13 подводится в газогенератор 11, где сжигается при оптимальном соотношении компонентов, а высокотемпературные продукты сгорания охлаждаются основным потоком горючего, подводимым в рубашку охлаждения 15 газогенератора по расходной магистрали 8. Образующийся генераторный газ поступает на привод турбины 10 турбонасоса горючего 9, после которой частично отработанный газ по линии 16 поступает на привод турбины 14 турбонасоса окислителя 7. Отработанный генераторный газ через кольцевой коллектор 5 вводится в закритическую часть сопла 3, где разгоняется основным потоком продуктов сгорания до скорости основного потока.

Таким образом, в предлагаемом ЖРД обеспечивается работа турбонасосных агрегатов (ТНА) подачи окислителя и горючего при максимальном использовании химической энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, что повышает экономичность работы двигателя. Подача основного потока углеводородного горючего в рубашку охлаждения газогенератора позволяет снизить температуру генераторного газа и исключить его термическое воздействие на лопатки турбины. Введение отработанного генераторного газа в закритическую часть сопла камеры сгорания позволяет на 50% снизить потери по сравнению с выбросом этого газа через специальный выхлопной патрубок турбины.

Согласно проведенным расчетам и проектным проработкам, использование предложенного ЖРД в разгонном ракетном блоке космического аппарата, имеющего массу полезного груза порядка 2000 кг, обеспечивает экономию ≈100 кг топлива за счет снижения потерь на привод турбонасосных агрегатов подачи жидкого кислорода и углеводородного горючего. Одновременно с экономией топлива на 100 кг увеличивается масса полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.

Двигатель предназначен для космических аппаратов и разгонных блоков ракет-носителей, использующих криогенный окислитель - жидкий кислород и углеводородное горючее. ЖРД содержит камеру сгорания (1) с соплом (3), турбонасосы окислителя (7) угловодородного горючего (9) с расходными магистралями (12, 13), соединенные с приводными турбинами (10, 14), и газогенератор (11) с рубашкой охлаждения (15). Вход газогенератора подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а вход рубашки охлаждения подключен к основной расходной магистрали горючего. Причем камера сгорания имеет тракт охлаждения (4), к которому подключен выход из рубашки охлаждения газогенератора, соединяющий ее со смесительной головкой (2) камеры сгорания. Проходящий через рубашку охлаждения газогенератора основной поток углеводородного горючего охлаждает генераторный газ до температуры, обеспечивающей термостойкость лопаток турбины при сжигании в газогенераторе топлива с оптимальным соотношением компонентов, что повышает экономичность работы ЖРД. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель на жидком кислороде и углеводородном горючем, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос жидкого кислорода и турбонасос углеводородного горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, турбину и газогенератор, вход которого подключен к расходным магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входом турбины, связанной с турбонасосом горючего, отличающийся тем, что он снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом окислителя, камера сгорания имеет тракт охлаждения, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, вход которой подключен к основной расходной магистрали горючего, а выход подключен к смесительной головке через тракт охлаждения камеры сгорания.