ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2000 года по МПК F02K9/42 B64G1/40 

Данный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) предназначен для использования в составе космических разгонных блоков (РБ), ступеней ракетоносителей (РН) и как маршевый двигатель космических аппаратов.

Аналогом является ЖРД безгазогенераторной схемы [1, рис. 1.7, стр. 9], когда рабочий газ для турбин ТНА образуется при испарении в рубашке КС одного из компонентов. Однако такая схема рациональна только для рабочего газа, обладающего высоким значением газовой постоянной, например водород, что позволяет получить достаточно высокую удельную (на 1 кг) работоспособность газа. Но и при использовании водорода в двигателях с обычными коническими или профилированными соплами давление в КС двигателя будет низким. Например, в КС американского водородно-кислородного двигателя JR 71 давление менее 40 ата. Это ведет к значительному увеличению массогабаритных характеристик двигателя. Если же применять в качестве рабочего газа, питающего турбину ТНА, газифицированный кислород, то давление в КС, по расчетам, не превысит 30 ата, и при этом резко увеличится не только массогабаритные характеристики двигателя, но и из-за ухудшения кинетики химических реакций может произойти резкое снижение энергетических характеристик двигателя в случае использования топлива кислород + углеводород.

В качестве прототипа выбран жидкостный ракетный двигатель, включающий в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи горючего и окислителя и турбину, соединенную регенеративным трактом охлаждения и камерой сгорания [2, книга 2, стр. 116]. Недостатками прототипа являются низкая эффективность ЖРД и вышеперечисленные недостатки аналога.

Задачей изобретения является повышение эффективности ЖРД и улучшение его массогабаритных характеристик.

Это достигается за счет применения жидкостного ракетного двигателя, включающего в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи горючего и окислителя и турбину, соединенную с регенеративным трактом охлаждения и камерой сгорания, при этом на выходе из турбины между турбиной и камерой сгорания установлен теплообменник-регенератор, вход и выход из которого по хладагенту соединены с выходом из насоса подачи одного из компонентов и входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, а вход и выход по теплоносителю соединены с выходом из турбины и входом в камеру сгорания по магистрали подачи одного из компонентов.

На чертеже изображен предложенный ЖРД:
1. Насос подачи горючего;
2. Насос подачи окислителя;
3. Турбина;
4. Камера сгорания (КС);
5. Теплообменник-регенератор;
6. Тракт регенеративного охлаждения КС.

Предложенный ЖРД включает в себя насосы подачи горючего и окислителя (1, 2 соответственно). Насос 2 подает окислитель сразу в КС 4. Горючее (водород) после насоса 1 поступает на вход теплообменника-регенератора 5 по линии хладагента и далее на вход в тракт регенеративного охлаждения КС 4. Выйдя из тракта регенеративного охлаждения КС 4, горючее поступает в предкамерную турбину 3. Выход из турбины 3 соединен со входом в теплообменник-регенератор 5 по линии теплоносителя. После теплообменника-регенератора 5 горючее попадает в КС 4.

При работе ЖРД горючее из насоса 1 подается в теплообменник-регенератор 5, где происходят его газификация и нагрев до некоторой температуры. Далее горючее поступает в тракт регенеративного охлаждения КС 4, где охлаждая стенки КС 4, оно догревается до высокой температуры и подается на привод турбины 3. После турбины 3 горючее, обладающее еще достаточно высокой температурой, поступает на вход в теплообменник-регенератор 5 по линии теплоносителя, где оно охлаждается, подогревая горючее, поступающее в теплообменник-регенератор 5 по линии хладагента из насоса горючего 1. Далее горючее поступает в КС 4.

В ЖРД предложенной схемы за счет предварительного подогрева горючего в теплообменнике-регенераторе возможно получение температур газифицированного компонента перед турбиной, приводящей в действие насосы подачи компонентов, значительно более высоких, чем в прототипе. Это значительно увеличивает располагаемую энергию для привода насосов компонентов и позволяет при прочих равных условиях повысить давление в КС ~ в 2-3 раза по сравнению с прототипом.

Современные ЖРД характеризуются высокими давлениями и тепловыми потоками в КС, доходящими в критическом сечении до 40-60 МВт/м². В связи с этим для тепловой защиты стенок КС вынуждены применять завесное охлаждение, когда часть горючего или окислителя впрыскивается в КС для создания низкотемпературного пристеночного слоя, что уменьшает тепловые потоки к стенке КС, но при этом снижаются плотность топлива и скорость истечения продуктов его сгорания из-за смещения массового соотношения компонентов в сторону менее оптимальных и увеличения неравновесности истечения продуктов сгорания топлива.

В предложенном ЖРД эта проблема может быть решена за счет возможности увеличения скоростного напора охлаждающего компонента в регенеративном тракте КС. При этом увеличение гидропотерь в тракте может быть компенсировано за счет увеличения давления на выходе из насоса охлаждающего компонента, так как в предложенном ЖРД недостаток располагаемой для привода насосов компонентов топлива механической работы может быть компенсирован увеличением расхода газифицированного компонента или увеличением степени перепада на высокоперепадной турбине (в ЖРД с дожиганием газогенераторного газа изменение перепада на турбине ограничено).

Выигрыш от отсутствия завесы охлаждения составит, согласно проведенным термодинамическим расчетам, 5-15 с по удельному импульсу и увеличит плотность топлива на 5-15%.

Расчеты показывают, что для двигателя тягой 2 т на топливе водород + кислород увеличение массы конструкции двигателя составит не более 5 кг по сравнению с прототипом. Это с лихвой компенсируется получаемым выигрышем удельного импульса ЖРД и снижением массы двигателя за счет улучшения его компактности.

Все элементы данного ЖРД являются хорошо известными в науке и технике и не представляют больших сложностей при производстве. Поэтому производство представленного ЖРД возможно на базе уже существующих производств без какой-либо переделки последних.

Список используемой литературы
1. Бабкин А.И. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками. - М.: Машиностроение, 1986. - 456 с.

2. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей (в 2-х книгах)./Под ред. В.М. Кудрявцева, изд. 4-е, перераб. и доп. - М.: "Высшая школа", 1993. - Кн. 2, стр. 116.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в разгонных блоках и двигательных установках ступеней ракет-носителей и космических аппаратов. Согласно изобретения двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения. На выходе из турбины турбонасосного агрегата установлен теплообменник-регенератор. Его вход и выход по хладагенту соединены с выходом насоса подачи одного из компонентов топлива и входом в указанный тракт. По теплоносителю вход и выход теплообменника соединены с выходом из турбины и входом в камеру сгорания от магистрали подачи одного из компонентов. Изобретение направлено на повышение эффективности двигателя и улучшение его массогабаритных характеристик. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи горючего и окислителя и турбину, соединенную с регенеративным трактом охлаждения и камерой сгорания, отличающийся тем, что на выходе из турбины между турбиной и камерой сгорания установлен теплообменник-регенератор, вход и выход из которого по хладагенту соединены с выходом из насоса подачи одного из компонентов и входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, а вход и выход по теплоносителю соединены с выходом из турбины и входом в камеру сгорания по магистрали подачи одного из компонентов.