ЖИДКОСТНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА Российский патент 1999 года по МПК F02K9/00 B64G1/40 

Жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ) относится к ракетно-космической технике и предназначена, преимущественно, для многоразовых одноступенчатых ракет-носителей (РН) на кислородно-водородном топливе.

Конкурентоспособность современных РН определяется, в основном, стоимостью выведения полезного груза (ПГ) на заданную орбиту. Стоимость выведения складывается из стоимости эксплуатации РН и компенсации потерь ПГ из-за их аварий. Радикально решают проблему снижения стоимости эксплуатации многоразовые транспортные космические системы (ТКС). Первые частично многоразовые ТКС "Спейс-Шаттл" (1) и "Буран" (2) не дали ожидаемых результатов снижения стоимости выведения. Объясняется это, во многом, попыткой решения новых задач старыми методами, когда для обоих проектов были выбраны предельно напряженные ЖРД (давление в камере сгорания более 200 кГ/см²), выполненные по замкнутой схеме с дожиганием. При такой схеме давление компонентов топлива за насосами в 2-3 раза превышает камерное. В итоге, ресурс двигателей "Шаттла" ограничился 3 полетами вместо прогнозируемых 55 полетов. Отечественные ЖРД обеспечили лишь одноразовое применение. Таким образом, реализация многоразовости вступает в противоречие со сложившейся практикой повышения эффективности средств выведения за счет максимального форсирования режимов ЖРД. Рассматривая вторую составляющую стоимости выведения, следует отметить, что компенсация потерь ПГ в условиях современной его стоимости (до 200000 долл/кг) приобретает определяющее значение. Существующее поколение средств выведения практически исчерпало возможности повышения надежности РН. К нереализованным пока мерам повышения надежности РН относятся резервирование агрегатов двигателей и переход на одноступенчатые ТКС, исключающие разделение ступеней и запуск двигателей на траектории выведения. Реализация таких решений требует существенного повышения удельного импульса двигателей, что при современных методах его достижения так же вступает в противоречие с требованиями многоразовости. Выход представляется в создании ДУ нового поколения, обеспечивающих высокий удельный импульс при менее напряженных параметрах. В первую очередь привлекает возможность использования энергетики внешней среды.

Попыткой разработки ТКС с комбинированной ДУ нового поколения, использующей атмосферный воздух, явился американский проект одноступенчатого аппарата самолетного типа NASP (3). Программа создания такого аппарата, объявленная в конце 80-х годов национальной задачей США, зашла в тупик из-за ее чрезмерного риска и стоимости при современном уровне техники даже для американской экономики. Последующие отечественные (4) и зарубежные (5, 6) исследования показали, что при современном уровне техники единственным приемлемым по стоимости и степени риска видом ДУ многоразовых одноступенчатых ТКС являются кислородно-водородные ЖРД с соплом внешнего расширения в виде центрального тела. Обеспечивая высокий удельный импульс при менее напряженных параметрах, такие двигатели обладают высоким ресурсом многократного применения и возможностью резервирования своих агрегатов
В настоящее время в США по программе RLV создается одноступенчатая ТКС "Венчур Стар" вертикального старта и горизонтальной посадки с указанным двигателем (6). Прогнозируется снижение стоимости выведения ПГ этой ТКС в 5-10 раз при надежности не менее 98%. Основные принципы такой конструкции планируется подтвердить при летных испытаниях крупномасштабной модели этой ТКС аппарата Х-33 (масштаб 0,53) в 1999 г. Особенность ТКС "Венчур Стар", заключающаяся в его горизонтальной посадке, наложила жесткие ограничения на габариты ДУ, что заставило выполнить ее двигатель линейным с центральным телом в виде значительно усеченного клина. Уменьшение степени расширения и длины центрального тела практически исключило использование атмосферного воздуха и ограничило удельный импульс двигателя.

В работе (4) представлен проект одноступенчатой ТКС вертикальной посадки с ЖРДУ, свободной от этих недостатков и принятой за прототип предлагаемого изобретения. Повышение удельного импульса достигается в ней за счет большей степени расширения центрального тела и дожигания завесы охлаждения камер сгорания в воздушном потоке. ЖРДУ включает баки компонентов топлива, модульные камеры сгорания с рубашкой охлаждения, размещенные под обтекателями по периферии силовой кольцевой рамы, сопло внешнего расширения в виде усеченного центрального тела с рубашкой охлаждения и автономные турбонасосные агрегаты (ТНА) окислителя и горючего.

К недостаткам этой ЖРДУ относится возрастание массы конструкции за счет больших габаритов центрального тела. Причем для одноступенчатой ТКС это ведет к такой же по величине потере массы ПГ.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы конструкции ЖРДУ. Достигается эта задача тем, что в ЖРДУ, включающей баки компонентов топлива, модульные камеры сгорания с рубашкой охлаждения, размещенные под обтекателями по периферии силовой кольцевой рамы, сопло внешнего расширения в виде усеченного центрального тела с рубашкой охлаждения и автономные турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, центральное тело является нижним днищем одного из баков, ТНА компонента топлива этого бака установлены на срезе центрального тела с расположением насосов внутри бака, а ТНА второго компонента топлива размещены по периферии силовой кольцевой рамы. Другой задачей изобретения является повышение надежности и ресурса двигателя за счет комбинированной открыто-замкнутой системы подачи компонентов топлива. Решается эта задача тем, что в ЖРДУ по п.1 привод турбин ТНА, установленных на срезе центрального тела, выполнен газогенераторным по открытой схеме, а привод турбин ТНА второго компонента топлива выполнен по замкнутой безгенераторной схеме, при этом рубашка охлаждения центрального тела соединена с рубашками охлаждения камер сгорания, а последние рубашки охлаждения сообщены с полостью турбин.

Изобретение поясняется чертежами на примере кислородно-водородной ЖРДУ:
Фиг. 1 - компоновочная схема ЖРДУ;
Фиг. 2 - схема привода ТНА водорода;
Фиг. 3 - схема привода ТНА кислорода;
Фиг. 4 - Таблица.

На чертежах представлены: 1 - бак водорода; 2 - баки кислорода; 3 - кольцевой коллектор кислорода; 4 - силовая кольцевая рама; 5 - ТНА окислителя; 6 - модульные камеры сгорания; 7 - центральное тело; 8 - рубашка охлаждения центрального тела; 9 - распределительный коллектор водорода; 10 - напорный коллектор водорода; 11 - срез центрального тела; 12 - ТНА водорода; 13 - газогенератор; 14 - сопловые насадки; 15 - турбины ТНА водорода; 16 - насосы водорода; 17 - обтекатели камер сгорания; 18 - силовые корсеты баков кислорода; 19 - полезный груз; 20 - напорные трубопроводы водорода; 21 - отсечные клапаны водорода; 22 - выхлопные патрубки турбин; 23 - регуляторы тяги; 24 - патрубки водорода; 25 - отсечные клапаны водорода газогенераторов; 26 - теплоизоляция; 27 - корпусы насосов водорода; 28 - разделительный клапан водорода; 29 - разделительные клапана кислорода; 30 - насосы кислорода; 31 - турбины ТНА кислорода; 32 - регуляторы соотношения компонентов; 33 - рубашки охлаждения камер сгорания; 34 - напорные коллекторы камер сгорания; 35 - силовая рама центрального тела; 36 - силовые рамы камер сгорания; 37 - отсечные клапаны кислорода камер сгорания; 38 - отсечные клапаны кислорода газогенераторов, 39 - расходные магистрали кислорода; 40 - клапаны аварийной отсечки кислорода; 41 - аварийная магистраль водорода.

ЖРДУ включает центральный бак водорода 1, нижним днищем которого является центральное тело 7, и подвесные баки кислорода 2. Баки 2 объединены кольцевым коллектором кислорода 3,обеспечивающим распределение компонента по ТНА кислорода 5. Силовая кольцевая рама 4 конструктивно увязывает баки 1 и 2 и камеры сгорания 6, создающие основную тягу ДУ. ТНА 5 обеспечивают подачу кислорода в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13 и конструктивно размещены на камерах сгорания 6. Центральное тело 7 является соплом внешнего расширения для продуктов сгорания, истекающих из камер сгорания 6 и создает часть тяги ДУ. Рубашка охлаждения 8 служит для регенеративного охлаждения центрального тела 7. Распределительный коллектор водорода 9 обеспечивает подачу водорода к камерам сгорания 6, напорный коллектор 10-в рубашку охлаждения 8. На срезе центрального тела 11 установлены ТНА водорода 12 с расположением насосов водорода 16 внутри бака 1. Газогенераторы 13 обеспечивают привод турбин ТНА водорода 15. Сопловые насадки 14 обеспечивают сверхзвуковое истечение продуктов привода турбин и управление по крену за счет отклонения в тангенциальном направлении. Насосы водорода 16 подают компонент в напорный коллектор 10 и газогенераторы 13. Обтекатели 17 защищают ТНА 5 и камеры сгорания 6 от набегающего потока воздуха. Силовые корсеты 18 крепят баки кислорода 2 к силовой кольцевой раме 4.На баках 2 может быть закреплен ПГ 19. Напорные трубопроводы водорода 20 обеспечивают подачу компонента к напорному коллектору 10, отсечные клапаны водорода 21 перекрывают его подачу. Выхлопные патрубки турбин 22 создают подвижное соединение сопловых насадов 14. Регуляторы тяги 23 на линиях подачи кислорода в газогенераторы 13 поддерживают необходимый режим работы ЖРДУ. Патрубки водорода 24 соединяют насосы водорода 16 с газогенераторами 13, отсечные клапаны водорода 25 перекрывают эту подачу. Теплоизоляция 26 рубашки охлаждения 8 и среза центрального тела 11 предохраняет водород в баке от теплового воздействия газового потока. Корпусы насосов водорода 27 и разделительные клапаны водорода 28 исключают несанкционированное попадание водорода в двигатель. Разделительные клапаны кислорода 29 обеспечивают отсечку компонента от кольцевого коллектора кислорода 3. Насосы кислорода 30 обеспечивают подачу компонента в камеру сгорания 6 и газогенераторы 13, перекрывается подача отсечными клапанами 37 и 38. Расходные магистрали кислорода 39 соединяют кольцевой коллектор кислорода 3 с насосами 30, перекрывается подача клапанами аварийной отсечки кислорода 40. Режим работы ТНА кислорода 5 определяется регуляторами соотношения компонентов 32. Рубашки охлаждения камер сгорания 33 соединены с распределительным коллектором водорода 9 через напорные коллекторы камер сгорания 34. Силовая рама центрального тела 35 обеспечивает его крепление к силовой кольцевой раме 4, камеры сгорания 6 закреплены на кольцевой силовой раме 4 силовыми рамами камер сгорания 36. Отсечные клапаны кислорода 37 и 38 перекрывают подачу кислорода в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13. Расходные магистрали кислорода 39 соединяют кольцевой коллектор кислорода 3 с насосами кислорода 30. Клапаны аварийной отсечки кислорода 40 перекрывают подачу кислорода при выключении аварийной камеры сгорания. Аварийная магистраль водорода 41 обеспечивает охлаждение аварийной камеры в обход турбины 31.

Функционирование ЖРДУ начинается с заправки баков водорода 1 и кислорода 2 от наземных систем. При этом разделительные клапаны кислорода 29 и клапаны аварийной отсечки кислорода 40 открыты и идет захолаживание коллектора 3, расходных магистралей 39 и насосов 30 до рабочей температуры. Разделительные клапаны водорода 28 закрыты, что исключает попадание водорода в двигатель до его запуска. Захолаживание насосов водорода 16 осуществляется за счет теплопроводности металлического корпуса насоса 27. Запуск двигателя начинается открытием разделительных 28 и отсечных 20 и 25 клапанов водорода. Под баковым давлением жидкий водород по трубопроводам поступает в рубашку охлаждения центрального тела 8, где газифицируется за счет аккумулированного конструкцией тепла и через рубашки охлаждения камер сгорания 33 и регуляторы 32 поступает на привод турбин 31, далее через камеры сгорания 6 выбрасывается в атмосферу. На поверхности центрального тела 7 водород поджигается от внешнего источника, чем интенсифицируется процесс газификации и подогрева водорода в рубашке охлаждения 8, соответственно, и раскрутка ТНА кислорода 5. Параллельно по патрубкам 24 жидкий водород поступает в газогенераторы 13, где так же газифицируется за счет тепла конструкции и истекая через турбины 15 начинает раскрутку насосов 16. По достижении расчетного давления за насосами кислорода 30 открываются отсечные клапаны кислорода 37 и 38 и кислород поступает в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13. Начинается процесс горения от источника воспламенения, регуляторами тяги 23 и регуляторами соотношения компонентов 32 двигатель выводится на расчетный режим работы. Управление вектором тяги ЖРДУ по тангажу и рысканью проводится рассогласованием тяги противоположных камер сгорания 6 в соответствующих плоскостях стабилизации. Управление по крену осуществляется поворотом сопловых насадков 14 ТНА водорода 12 в тангенциальном направлении. Остановка двигателя начинается с перевода на режим малой тяги регуляторами тяги 23, при этом уменьшаются обороты ТНА водорода 12, количество водорода, поступающего в рубашку охлаждения 8, и, соответственно, обороты ТНА окислителя 5. Закрываются отсечные клапаны 38 и 40 - прекращается подача окислителя в газогенераторы 13 и камеры сгорания 6. Затем закрываются отсечные клапаны 21 и 25 - прекращается подача водорода в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13. Закрытием разделительных клапанов 28 и 29 полости баков водорода и кислорода отсекаются от двигателя. В случае отказа отдельных камер в процессе полета перекрываются дополнительно к отсечным клапанам 37 и 38 расходная магистраль окислителя 39 закрытием соответствующего клапана аварийной отсечки окислителя 40, а регулятор 32 переводится на малый расход для охлаждения водородом отказавшей камеры сгорания со сбросом водорода через аварийную магистраль 41 в обход турбины 31.

Положительный эффект изобретения по п.1 формулы заключается в уменьшении потребного объема баков ЖРДУ с соответствующим уменьшением массы конструкции, что для одноступенчатой РН дает такое же приращение массы ПГ. Результаты такой оценки для кислородно-водородной ДУ размерности "Шаттла" (около 700 т компонентов топлива) представлены в таблице (фиг. 4).

С точки зрения безопасности предлагаемое изобретение позволяет исключить попадание водорода в двигатель до его запуска, т.к. не требует специального захолаживания расположенных в баке насосов.

Положительным эффектом применения комбинированной системы подачи топлива - замкнутой безгазогенераторной подачи кислорода и открытой газогенераторной подачи водорода - по п.2 формулы является возможность повышения давления подачи топлива каждой из этих систем. Замкнутая безгазогенераторная подача с газификацией водорода в рубашке охлаждения камеры сгорания представляет собой простейшую систему уже несколько десятилетий безаварийно применяемую в американском двигателе RL-10 (7) для разгонных космических блоков "Кентавр". Однако, несмотря на свою простоту и надежность, она не нашла пока применения в РН из-за ограниченных энергетических возможностей (давление в камере сгорания не превышает 40 кГ/см²). Использование этой системы только для привода насоса кислорода, мощность которого составляет половину мощности насоса водорода, соответственно в 3 раза увеличивает достижимое давление в камере сгорания. Открытая газогенераторная подача топлива так же отличается высокой надежностью. В частности, РН "Сатурн V" (8) с ЖРД, выполненными с этой системой подачи - единственный в мире носитель, продемонстрировавший 100% надежность. Недостаток открытой схемы подачи - ограниченные возможности по давлению в камере сгорания не превышающему 100 кГ/см². Применение ее только для привода насосов водорода позволяет на 1/3 увеличить достижимое давление в камере сгорания. Кроме того, предлагаемая комбинированная система подачи топлива сокращает до минимума длину топливных и газовых магистралей.

Литература.

1. "МТКС "Спейс Шаттл". Часть 1. Технико-экономическое обоснование и основные характеристики". 1976 г., НПО "Энергия".

2. "Многоразовый орбитальный корабль "Буран". 1995 г., "Машиностроение", Москва.

3. "О конкурентоспособности техники, создаваемой по программе NASP, на мировом рынке". ЭИ "Астронавтика и ракетодинамика" N 24, 1990 г., ВИНИТИ.

4. "Проект "Волан". Всероссийский аэрокосмический журнал "Вестник авиации и космонавтики" N 2, 1998 г.

5. "Использование стоимости в качестве критерия проектирования ТКС". РЖ "Ракетостроение и космическая техника" N 7, 1995 г., ВИНИТИ.

6. "О разработке аппаратов Х-33 и RLV". ЭИ "Ракетная и космическая техника" N 2, 1997 г., ЦНИИМАШ.

7. "Зарубежные ракетные двигатели". В.В. Андреев, В.А. Мазарченков. 1997 г., МО РФ.

8. "Пилотируемые полеты на Луну. Конструкция и характеристики "Сатурн-V - Аполлон". И.И. Шунейко, 1973 г., ВИНИТИ.

Двигательная установка предназначена для многоразовых одноступенчатых ракет-носителей на кислородно-водородном топливе. Установка содержит баки компонентов топлива, модульные камеры сгорания размещенные под обтекателями по периферии силовой кольцевой рамы. Сопло внешнего расширения установки выполнено в виде усеченного центрального тела с рубашкой охлаждения, турбонасосные агрегаты окислителя и горючего выполнены автономными. При этом центральное тело является нижним днищем одного из баков, турбонасосные агрегаты компонента топлива этого бака установлены на срезе центрального тела с расположением насосов внутри бака. Турбонасосные агрегаты второго компонента топлива размещены по периферии силовой кольцевой рамы. Установка имеет привод турбин турбонасосных агрегатов, выполненный газогенераторным по открытой схеме, а привод турбин турбонасосных агрегатов второго компонента топлива выполнен по замкнутой безгазогенераторной схеме. Предлагаемая конструкция обеспечивает снижение массы установки и повышение надежности и ресурса двигателя за счет комбинированной открыто-замкнутой системы подачи компонентов топлива. 1 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

1. Жидкостная ракетная двигательная установка, включающая баки компонентов топлива, модульные камеры сгорания с рубашкой охлаждения, размещенные под обтекателями по периферии силовой кольцевой рамы, сопло внешнего расширения в виде усеченного центрального тела с рубашкой охлаждения к автономные турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, отличающаяся тем, что центральное тело является нижним днищем одного из баков, турбонасосные агрегаты компонента топлива этого бака установлены на срезе центрального тела с расположением насосов внутри бака, а турбонасосные агрегаты второго компонента топлива размещены по периферии силовой кольцевой рамы. 2. Жидкостная ракетная двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что привод турбин турбонасосных агрегатов, установленных на срезе центрального тела, выполнен газогенераторным по открытой схеме, а привод турбин турбонасосных агрегатов второго компонента топлива выполнен по замкнутой безгазогенераторной схеме, при этом рубашка охлаждения центрального тела соединена с рубашками охлаждения камер сгорания, а последние рубашки охлаждения сообщены с полостью турбин.