ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2000 года по МПК B64G1/14 B64G1/40 F02K9/48 

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

Аналогом данного ЖРД является ЖРД замкнутой схемы с дожиганием рабочего газа турбины турбонасосного агрегата (ТНА). В качестве рабочего газа как правило выступает один из компонентов топлива, газифицируемый в газогенераторе (ГГ). Использование для ГГ специального компонента или запаса газа ведет к увеличению сложности ЖРД и росту его массы, но не устраняет недостатков, присущих этой схеме.

В большинстве случаев, кроме ЖРД на топливе водород + кислород, в ГГ газифицируется окислитель, т. к. на борту его всегда в несколько раз больше, чем горючего, за счет чего возможно значительно увеличить давление в камере сгорания (КС), что в свою очередь приводит к снижению массы ЖРД, резкому сокращению его габаритов и увеличению эффективности использования топлива.

Более подробно системы подачи топлива с ГГ описаны в [2, кн. 2, стр. 109-117], [1, стр. 115-125].

Турбина ТНА, питаемая рабочим газом из ГГ, приводит в действие насосы подачи компонентов топлива, которые подают компоненты в ГГ и КС. Рабочий газ из ГГ после срабатывания на турбине ТНА подается в КС, где происходит его дожигание. Таким образом, химическая энергия топлива используется максимально полно, за счет чего достигается большая эффективность ЖРД.

Однако такой схеме присущи и недостатки: сложность отработки запуска ЖРД (так как в ЖРД замкнутых схем все элементы конструктивно тесно связаны друг с другом и очень сложно обеспечить их безаварийное взаимодействие во время процесса запуска, когда все элементы ЖРД испытывают максимальные пиковые нагрузки); сложность обеспечения нормальной работы высокотемпературной турбины ТНА и других горячих элементов ЖРД при использовании для привода турбины окислительного газа из-за возможности их разгара (особенно турбины ТНА); необходимость отработки устойчивой работы ГГ; повышенная, по сравнению с ЖРД других схем, неустойчивость работы при колебаниях давления в КС, возникающих во время работы ЖРД, которые могут привести к резонансу или срыву процессов в КС, так как при колебании давления в КС одновременно изменяется противодавление на насосах (т.е. изменяется энергия, необходимая для подачи в КС заданного расхода топлива) и в противофазе ему измеряется перепад давления на турбинах ТНА (т.е. в противофазе изменяется располагаемая механическая энергия для привода насосов подачи компонентов); снижение скорости истечения продуктов сгорания топлива и его плотности из-за необходимости использовать внутреннее, завесное охлаждение стенок КС, т.к. регенеративного охлаждения компонентами топлива при высоких давлениях в КС не хватает.

Прототипом является патент РФ N 2095608, МПК⁶: F 02 K 9/48 (БИ, N 31, 1997) на изобретение жидкостного ракетного двигателя, содержащего камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов (горючего и окислителя), газогенератор и турбину.

К недостаткам прототипа относится очень низкая энергетика такого цикла. Расчеты, проведенные для двигателя с КПД турбины 0,7, КПД насосов подачи компонентов 0,6, при массовом соотношении окислителя и горючего K_m = 2,6, показали, что максимально возможное количество испаренного кислорода, нагретого до температуры горючего, составит ≈ 0,5 кг/с на каждый килограмм массового расхода горючего при полном использовании возможного температурного диапазона -50. ..+50^oC. При этом максимально возможное давление компонентов топлива может составить не более 65 ата при перепаде по давлению на турбине ≈ 5. С учетом потерь давления на регулирующих органах, форсунках и других элементах двигателя давление в КС составит ≈ 40...50 ата, что не позволяет создать двигатель с высокими массово-энергетическими характеристиками.

При этом следует отметить, что теплообменник для газификации кислорода в прототипе всегда будет получаться с низким температурным перепадом и это приведет к большим массе и габаритам такого теплообменника, в противном случае возможный температурный диапазон не может быть использован полностью, что снизит давление в КС двигателя. Кроме того, схему прототипа можно применять только в случае большой разницы температур между компонентами (например, горючее высококипящее, а окислитель - криогенный), в другом случае (оба компонента криогенные или высококипящие) схема прототипа не применима.

Задачей изобретения является повышение эффективности ЖРД и расширение возможностей применения ЖРД.

Это достигается за счет применения жидкостного ракетного двигателя, включающего в себя камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов (горючего и окислителя), газогенератор, турбину, в который дополнительно введен конденсатор, при этом выход из насоса одного из компонентов соединен посредством магистралей со входом в конденсатор по линии хладагента, выход из конденсатора соединен со входом в испаритель по линии хладагента, выход из испарителя по линии хладагента соединен со входом в турбину, а выход турбины со входом в конденсатор по линии теплоносителя, выход конденсатора по линии теплоносителя соединен со входом в насос подачи соответствующего компонента, при этом вход в испаритель по линии теплоносителя соединен с выходом газогенератора, питающимся от насосов подачи компонентов, а выход испарителя по линии теплоносителя соединен с входом в камеру сгорания.

На чертеже изображен предложенный ЖРД, где:
1 - насос подачи горючего;
2 - насос подачи окислителя;
3 - турбина;
4 - камера сгорания (КС);
5 - испаритель;
6 - конденсатор;
7 - газогенератор.

Представленный ЖРД включает в себя насосы подачи компонентов (горючего и окислителя) 1 и 2 соответственно. Насос 1 подает горючее сразу в КС 4. Окислитель после насоса подачи окислителя 2 поступает на вход в конденсатор 6 по линии хладагента. Выйдя из конденсатора 6, окислитель последовательно подается в испаритель 5, турбину 3 и в конденсатор 6 по линии теплоносителя. Выход конденсатора 6 по линии теплоносителя связан со входом в насос окислителя 2.

При работе ЖРД питание насосов 1 и 2 осуществляется за счет срабатывания на турбине 3 предварительно газифицированного в испарителе 5 (тепло для газификации подводится от газогенератора 7) одного из компонентов топлива (например, окислителя). После турбины 5 газифицированный окислитель попадает в конденсатор 6, где конденсируется до жидкого состояния и несколько переохлаждается, чтобы исключить последующее вскипание компонента при его подаче после конденсатора 6 на вход в насос подачи окислителя 2. После нагнетания в насосе подачи окислителя 2 увеличенный расход окислителя (расход окислителя через КС 4 + расход окислителя на питание насосов подачи компонентов 1 и 2) поступает в конденсатор 6, где выступает в качестве хладагента. После конденсатора 6 происходит деление потока окислителя: одна (большая) его часть поступает в КС 4, а другая (меньшая) - в замкнутый цикл питания насосов подачи компонентов 1 и 2.

Необходимая энергия для привода насосов подачи компонентов 1 и 2 получается за счет разности работы, совершаемой на турбине 3, и работы по увеличению давления компонента в насосе 2.

При запуске ЖРД возможен сброс газифицированного в испарителе 5 окислителя из замкнутого цикла питания насосов подачи компонентов 1 и 2. Это позволит сократить время выхода ЖРД на режим полной тяги и повысить надежность его запуска, так как при этом возможен сброс паров окислителя, образующихся при его контакте с нагретыми элементами ЖРД.

ЖРД предложенной схемы позволяет за счет возможности применения высокоперепадных турбин и достаточно большого массового расхода газифицированного компонента обеспечить давление в КС, в 2 - 4 раза большее по сравнению с прототипом. Это позволит обеспечить в КС двигателей высокие давления при низкой температуре газифицированного компонента, что полностью снимает проблему возгорания горячих конструктивных элементов (например, турбины) в перегретом кислороде при газификации окислителя.

Расчеты показывают, что с помощью такой схемы питания ЖРД возможно, например, создание в КС давления 180 ата для двигателя тягой 8 т на топливе кислород+керосин при температуре газифицированного кислорода ≈ 600 K, в то время как классическая схема с дожиганием окислительного газогенераторного газа обеспечивает при температуре газогенераторного газа ≈ 700 K и прочих равных условиях давление в КС около 120 ата.

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 снижается 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%.

Кроме того, в ЖРД предложены схемы возможного регулирования работы ЖРД в широких диапазонах с использованием конструктивных элементов, обеспечивающих питание турбины ТНА рабочим газом: общий расход топлива (и, следовательно, общая мощность насосов) может обеспечиваться за счет перепуска части газифицированного окислителя мимо турбины, а соотношение компонентов топлива (и, следовательно, полезная мощность на каждом из насосов компонентов) регулируется за счет перепуска с выхода на вход насоса в части окислителя. Причем элементы регулирования ЖРД в данном случае оказываются глубоко интегрированными в конструкцию ЖРД. Простота регулировки параметров ЖРД и значительный запас по возможности регулировки позволяет осуществлять на ЖРД предложенной схемы глубокое регулирование: увеличение тяги двигателя на 20-30% (практически ограничивается только прочностью КС и теплостойкостью элементов конструкции двигателя) и плавное глубокое дросселирование (снижение тяги) в 5-6 раз. Это может оказаться очень важным для использования на РН, где предъявляются повышенные требования к возможности регулирования двигателей (у большинства современных двигателей глубокое дросселирование осуществляется скачкообразно и возможно не более чем в 2 раза).

Данный ЖРД будет обладать более высокой надежностью, чем ЖРД с дожиганием газогенераторного газа, так как помимо решения проблемы высокой температуры рабочего тела турбины конструкция ЖРД позволяет исключить попадание паров компонента топлива на вход в насос этого компонента при запуске ЖРД (в современных ЖРД это невозможно без снижения энергетических характеристик двигателя или его надежности), что может привести к кавитации насосов и срыву работы ЖРД (до 70% аварий современных ЖРД приходится на их запуск).

Одновременно такой ЖРД будет более устойчив к возникающим при его работе высокочастотным колебаниям давления в КС, чем его прототип и аналоги за счет заведомо большей инерционности системы газификации компонента, используемого для питания турбины ЖРД и большего демпфирования изменений давления в газе.

Расчеты показывают, что увеличение массы ЖРД по сравнению с ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа будет незначительным (например, для двигателя тягой 2000 кгс на топливе керосин + кислород увеличение массы будет менее 10 кг), что с лихвой компенсируется получаемым выигрышем удельного импульса и надежности ЖРД (для этого же двигателя для разгонных блоков типа ДМ, используемых в настоящее время для выводов грузов на геостационарные орбиты, выигрыш в массе выводимого полезного груза только за счет увеличения скорости истечения продуктов сгорания топлива увеличится ≈ на 250 кг).

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

Список используемой литературы
1. Козлов А.А. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. - М.: Машиностроение, 1988 - 352 с.: ил. - стр. 115-125.

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. 109-117.

Изобретение относится к ракетно-космич. технике и может быть использовано в составе разгонных блоков ступеней ракет-носителей, а также в качестве маршевого двигателя космич. аппаратов. Согласно изобретению двигатель содержит камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов, газогенератор и турбину. При этом в него введен конденсатор, с входом которого соединен по линии хладагента выход из насоса одного из компонентов топлива. Выход испарителя соединен с входом в турбину по линии хладагента, а выход турбины - с входом в конденсатор по линии теплоносителя. Выход конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом соответствующего насоса. Вход в испаритель по линии теплоносителя соединен с выходом газогенератора. Последний питается от насосов подачи компонентов. Выход испарителя по линии теплоносителя соединен с входом в камеру сгорания. При работе двигателя в его камере может быть создано более высокое давление и уменьшен расход компонента на создание завесы охлаждения. Изобретение позволяет повысить эффективность двигателя и расширить область его применения. 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель, включающий в себя камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов, газогенератор и турбину, отличающийся тем, что в него введен конденсатор, при этом выход из насоса одного из компонентов соединен посредством магистралей с входом в конденсатор по линии хладагента, выход из испарителя соединен с входом в турбину по линии хладагента, а выход турбины - с входом в конденсатор по линии теплоносителя, выход конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос подачи соответствующего компонента, при этом вход в испаритель по линии теплоносителя соединен с выходом газогенератора, питающегося от насосов подачи компонентов, а выход испарителя по линии теплоносителя - с входом в камеру сгорания.