ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ ТУРБОГАЗА Российский патент 2000 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям, в которых генераторный газ, являющийся рабочим телом турбины, дожигается в камере сгорания двигателя.

Предшествующий уровень техники
Из уровня техники известен жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) с дожиганием турбогаза в камере сгорания двигателя, содержащий камеру, два раздельных турбонасосных агрегата, бустерные преднасосы, установленные на входных магистралях, насоса горючего - жидкого водорода и насоса окислителя - жидкого кислорода, систему регулирования тяги и соотношения компонентов, электроискровые блоки зажигания и агрегаты автоматики, обеспечивающие запуск и останов двигателя ("Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей" под ред. проф. Г.Г.Гахуна, М., Машиностроение, 1989 г., стр.93).

Известный двигатель обеспечивает высокий уровень параметров надежности и живучести. Однако чрезмерно низкая плотность жидкого водорода (70 кгс/м³) и обусловленная этим низкая плотность кислородо-водородного топлива существенно ограничивает применение этой топливной композиции и соответственно двигателя на первых ступенях ракетоносителей.

Наиболее близким к настоящему изобретению техническим решением является ЖРД с дожиганием окислительного турбогаза в камере двигателя ("Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей" под ред. проф. Г.Г.Гахуна, М. , Машиностроение, 1989 г., стр.92).

Известный двигатель содержит камеру, турбонасосный агрегат с двухступенчатым насосом горючего и одноступенчатым насосом окислителя, газогенератор, регулятор тяги и дроссель регулирования соотношения горючего и окислителя в камере сгорания и пускоотсечные агрегаты автоматики.

Для повышения входного давления окислителя перед насосом окислителя установлен струйный эжектор, питаемый частью расхода окислителя, отбираемого из трубопровода высокого давления за насосом. Наддув баков ракеты осуществляется газами, вырабатываемыми в автономных газогенераторах двигателя.

Известный жидкостной ракетный двигатель имеет относительно простую принципиальную схему, в которой нет системы зажигания и сложной системы запуска.

Однако использование в известном двигателе в качестве топлива высокотоксичных компонентов, таких как четырехокись азота и несимметричный диметилгидразин, образующих в процессе сгорания высокотоксичные продукты, не удовлетворяет в настоящее время требованиям экологической безопасности.

Еще одной особенностью известного двигателя является его запуск через режим предварительной ступени. Однако эта схема не исключает пики (забросы) температуры турбогаза и давления в основных агрегатах при выходе двигателя на режим.

Использование струйного эжектора в качестве бустерного преднасоса окислителя не позволяет использовать двигатель при низких входных давлениях.

Кроме того, применение автономных газогенераторов для наддува баков ракеты со своей специальной пускоотсечной автоматикой усложняет конструкцию двигателя.

Раскрытие изобретения
В основу настоящего изобретения положена задача повышения экологической безопасности и технико-эксплуатационных характеристик двигателя, включая энергетические характеристики системы подачи топлива и окислителя.

Техническим результатом изобретения является обеспечение функционирования двигателя на малотоксичных несамовоспламеняющихся компонентах топлива, снижение динамических воздействий двигателя на ракету в процессе запуска, повышение эффективности системы наддува.

Сущность изобретения заключается во введении в ЖРД системы программного запуска и зажигания и ее связи с конструктивными элементами двигателя определенным образом. При этом жидкостной ракетный двигатель с дожиганием турбогаза включает в себя:
- камеру сгорания, внутри которой установлена смесительная головка рабочей смеси и в которую введены дополнительные форсунки зажигания;
- бустерные преднасосы - бустерный насос горючего и бустерный насос окислителя, установленные на входе двигателя;
- турбонасосный агрегат, выполненный из турбины, одноступенчатого насоса окислителя и двухступенчатого насоса горючего, выполненных шнекоцентробежными и входные магистрали которых связаны с упомянутыми бустерными преднасосами, соответственно, выход первой ступени двухступенчатого насоса горючего через дроссель связан последовательно с каналами охлаждения указанной камеры и через пускоотсечной клапан горючего далее со смесительной головкой указанной камеры сгорания;
- газогенератор, смесительная головка которого по линии окислителя через пускоотсечной клапан окислителя соединена с выходом упомянутого бустерного насоса окислителя, а по линии горючего через регулятор тяги - с выходом второй ступени двухступенчатого насоса горючего упомянутого турбонасосного агрегата, выход газогенератора соединен со входом в упомянутую турбину турбонасосного агрегата, а через газоввод - с входом упомянутой смесительной головки камеры сгорания;
- систему программного запуска и зажигания, выполненную из пускового бачка с горючим, подключенного через первый обратный клапан к малорасходному контуру упомянутого регулятора тяги, привода с программной перекладкой, первой ампулы с пусковым горючим, выход которой через пускоотсечной клапан соединен с форсунками упомянутой смесительной головки газогенератора, при этом упомянутый пусковой бачок подключен через второй обратный клапан, вторую ампулу с пусковым горючим и жиклер к дополнительным форсункам зажигания камеры сгорания и через заправочный обратный клапан соединен с магистралью подвода горючего на вход насоса горючего.

Возможны дополнительные варианты выполнения указанного ЖРД, в которых целесообразно, чтобы:
- упомянутый бустерный насос окислителя был выполнен шнековым и снабжен газовой турбиной для осуществления его привода, рабочим телом которой служит окислительный газ, отводимый из упомянутой турбины турбонасосного агрегата и после срабатывания на газовой турбине бустерного насоса сбрасываемый в его выходной коллектор;
- в ЖРД был введен теплообменник для подогрева газа наддува баков ракеты, установленный на трубопроводе отвода окислительного газа упомянутой турбины турбонасосного агрегата для привода упомянутого бустерного насоса окислителя;
- трубопровод отвода упомянутого окислительного газа был выведен по ходу газа после турбины турбонасосного агрегата;
- в качестве газа наддува баков ракеты был использован гелий;
- в качестве пускового горючего была применена смесь триэтилбора и триэтилалюминия;
- первая ампула с пусковым горючим была снабжена мембраной, выполненной с возможность разрыва под действием давления;
- вторая ампула с пусковым горючим была снабжена мембраной, выполненной с возможность разрыва под действием давления.

Указанные преимущества, а также особенности настоящего изобретения поясняются лучшим вариантом его выполнения со ссылками на чертеж.

На чертеже представлена принципиальная схема жидкостного ракетного двигателя с дожиганием турбогаза.

Лучший вариант осуществления изобретения
Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат (ТНА) 2, состоящий из турбины 3, двухступенчатого насоса горючего 4 и одноступенчатого насоса окислителя 5, газогенератор 6, бустерный насос горючего 7, приводом которого является гидравлическая турбина 8, и бустерный насос окислителя 9, приводом которого является газовая турбина 10.

Бустерный насос окислителя 9 через трубопровод 11 соединен со входом насоса окислителя 5, выход которого через пускоотсечной клапан 12 соединен с коллекторной полостью 13 смесительной головки 14 газогенератора 6.

Бустерный насос горючего 7 через трубопровод 15 соединен со входом первой ступени 16 насоса горючего 4. Первая ступень насоса горючего 16 соединена со входом второй ступени 17 насоса горючего и через трубопровод 18, в котором установлен дроссель 19 с электроприводом 20, соединена с коллектором 21 камеры сгорания 1, из которого горючее распределяется по каналам 22 регенеративного охлаждения камеры сгорания 1.

Каналы 22 регенеративного охлаждения сопла 23 через коллектор 24 соединены с пускоотсечным клапаном 25. Выход этого клапана соединен с коллектором 26, размещенным на цилиндрической части камеры сгорания. Выход коллектора 26 через регенеративные каналы 27 охлаждения цилиндрической части камеры сгорания соединен с полостью горючего 28 смесительной головки 29 камеры сгорания 1.

Вторая ступень 17 насоса горючего 4 через трубопровод 30 соединена с основным входом 31 регулятора тяги 32, управляемого электроприводом 33 и имеющим на входе обратный клапан 34. Выход 35 регулятора тяги 32 соединен с ампулой 36, заполненной пусковым горючим (гиперголем), например, триэтилалюминием Al(C₂H₅)₃ или триэтилбором B(C₂H₅)₃.

Выход из этой ампулы через пускоотсечной клапан 37 соединен с полостью горючего 38 смесительной головки 39 газогенератора 6. Выход газогенератора 40 соединен с турбиной 3, выход которой через трубопровод 41 соединен с полостью 42 смесительной головки 29 камеры сгорания 1.

Кроме того, выход из турбины 3 через трубопровод 43, в котором установлен теплообменник 44 и клапан давления 45, соединен с коллектором турбины 46 привода бустерного насоса 9 окислителя.

Пневмогидравлическая схема ЖРД содержит также систему запуска, которая включает пусковой бачок 47 с разделительной мембраной 48, пат рубок 49 подвода газа высокого давления и выходной патрубок 50. Выходной патрубок 50 пускового бачка 47 через заправочный клапан 51 соединен с трубопроводом 15 подвода горючего от бустерного насоса горючего 7. Кроме того, выходной патрубок 50 с одной стороны через трубопровод 52, в котором установлен обратный клапан 53, соединен со вторым входом 54 регулятора тяги 32, через который осуществляется запуск двигателя, а с другой стороны - через обратный клапан 55 - соединен с ампулой 56, заполненной пусковым горючим (гиперголем), выход которой через клапан 57 соединен с магистралью 58 подвода пускового горючего к форсункам зажигания 59 камеры сгорания. В магистрали 58 установлен жиклер 60, обеспечивающий дозированную подачу пускового горючего к форсункам зажигания.

Работа двигателя
Запуск двигателя происходит по схеме "самозапуска". Предварительно приводы 20 и 33 устанавливаются в положения, обеспечивающие начальную установку регулятора тяги 32 и дросселя 19. Затем открывают подбаковые клапаны ракеты (не показаны) и под воздействием гидростатического напора и давления наддува компоненты топлива заполняют полости насосов окислителя и горючего до пускоотсечных клапанов 12 и 25 и обратного клапана 34 регулятора тяги 32 соответственно. Заполнение полостей двигателя горючим производится до пусковых ампул 36 и 56 через заправочной клапан 51, обратные клапаны 53 и 55. Пусковой бачок 47 также заполняется основным горючим. Такое состояние считается исходным для запуска двигателя.

При запуске двигателя производится наддув бачка 47 и вытеснение из него горючего, давление которого прорывает мембраны (не показаны) пусковых ампул 36 и 56. Одновременно производится открытие пускоотсечных клапанов 12 и 37 и 25 соответственно. В результате пусковое горючее из ампул 36 и 56 под действием давления, создаваемого пусковым бачком, поступает в газогенератор (через открытый клапан 37) и камеру (через обратный клапан 57. Пусковое горючее, поступающее в газогенератор, воспламеняется с кислородом, также поступающим в газогенератор за счет предпускового наддува баков ракеты и гидростатического напора в них (не показано). Горючее, пройдя по охлаждаемому тракту камеры сгорания, через фиксированное время поступает в смесительную головку камеры сгорания 1. В течение этого времени задержки, в газогенераторе успевает начаться процесс горения и вырабатываемый генераторный газ раскручивает турбину 3 ТНА 2. После турбины окислительный газ поступает по газоводу 41 в смесительную головку 29 камеры сгорания, где воспламеняется с пусковым горючим, поступающим из форсунок зажигания 59 и впоследствии дожигается с поступающим в камеру горючим. Время поступления обоих компонентов в камеру сгорания подобрано так, что ТНА 2 успевает выйти на рабочий режим, пока в камере 1 еще не установилось противодавление.

По мере роста давления за насосом горючего 17 пусковой бачок 47 автоматически выключается из работы посредством закрытия обратных клапанов 53 и 55, а питание горючим газогенератора 6 переключается на насос 17 за счет программного открытия дросселя регулятора тяги 32. Часть окислительного газа с выхода турбины отбирается на привод газовой турбины 10 бустерного преднасоса 9. Этот газ, проходя через теплообменник 44, нагревает газ, идущий на наддув баков, ракеты (не показаны). После турбины 10 газ сбрасывается в выходной коллектор 11, где он смешивается с основным потоком окислителя и конденсируется. Часть горючего с выхода насоса 4 поступает на привод гидравлической турбины 8 бустерного насоса горючего 7.

Кроме того, на всем этапе запуска двигателя производится программное управление открытием дросселя регулятора тяги 32 и дросселя горючего 19 из положений начальной установки в положения, соответствующие номинальному режиму двигателя с помощью соответствующих приводов 33 и 20.

Использование газа, отбираемого с выхода турбины ТНА, в качестве рабочего тела привода турбины бустерного насоса окислителя позволяет уменьшить температуру в газогенераторе и соответственно снизить мощность турбины ТНА.

Размещение теплообменника в этой магистрали упрощает конструктивные особенности компоновки двигателя.

Применение в предложенном изобретении новых систем и агрегатов позволяет обеспечить высокоэффективное и надежное зажигание несамовоспламеняющихся компонентов топлива, например кислородно-керосинового топлива, обеспечить программируемый (замедленный) запуск сверхмощных ЖРД, исключающий резкое динамическое воздействие двигателя на ракету, повысить эффективность системы подачи компонентов горючего и окислителя и системы наддува баков ракеты.

Промышленная применимость
Наиболее успешно заявленный жидкостной ракетный двигатель может быть использован в ракетной технике, преимущественно для кислородно-керосиновых ЖРД больших тяг, в которых для привода основной турбины используется окислительный газ.

Жидкостный ракетный двигатель может быть использован в ракетной технике. Двигатель состоит из камеры, бустерных насосов горючего и окислителя, турбонасосного агрегата, газогенератора, регулятора тяги с приводом программной перекладки, дросселя соотношения компонентов топлива. Введена система программного запуска и зажигания, которая включает бачок с горючим, подключенный к малорасходному контуру регулятора тяги, и ампулу с пусковым горючим, выход которой через пускоотсечной клапан соединен с форсунками горючего газогенератора. Указанный бачок также подключен через ампулу с пусковым горючим и жиклер к автономным форсункам зажигания, расположенным в полости камеры сгорания двигателя. В качестве бустерного насоса окислителя применен шнековый насос, приводом которого является газовая турбина, а рабочим телом окислительный газ. Указанный газ сбрасывают после срабатывания на турбине в выходной коллектор бустерного насоса. На трубопроводе питания указанной газовой турбины преднасоса установлен теплообменник, в котором подогревается газ, служащий для наддува баков ракеты. Такое выполнение двигателя позволит обеспечить его функционирование на малотоксичных несамовоспламеняющихся компонентах топлива, снизить динамические воздействия двигателя на ракету в процессе запуска, повысить эффективность системы наддува. 7 з.п.ф-лы, 1 ил.

1. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза, включающий камеру сгорания со смесительной головкой, турбонасосный агрегат с турбиной, регулятор тяги, газогенератор, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен устройством зажигания и запуска, а также бустерным насосом горючего и бустерным насосом окислителя, установленными на входе двигателя и связанными со входными магистралями двухступенчатого насоса для подачи горючего и одноступенчатого насоса для подачи окислителя соответственно, выход первой ступени двухступенчатого насоса для подачи горючего через дроссель связан последовательно с каналами охлаждения камеры сгорания и через пускоотсечной клапан далее со смесительной головкой указанной камеры сгорания, смесительная головка газогенератора по линии окислителя через пускоотсечной клапан окислителя соединена с выходом бустерного насоса окислителя, а по линии горючего через регулятор тяги с выходом второй ступени двухступенчатого насоса горючего турбонасосного агрегата, выход газогенератора соединен со входом в турбину и далее через газоввод со входом смесительной головки камеры сгорания, снабженной дополнительными форсунками зажигания, устройство зажигания и запуска выполнено в виде пускового бачка для горючего, подключенного через первый обратный клапан к малорасходному контуру регулятора тяги, выход которого подключен к первой ампуле для пускового горючего, выход которой через пускоотсечной клапан соединен с форсунками указанной смесительной головки газогенератора, при этом пусковой бачок подключен через второй обратный клапан, вторую ампулу для пускового горючего и жиклер к дополнительным форсункам зажигания камеры сгорания, а через обратный заправочный клапан подключен к магистрали подвода горючего на вход насоса горючего. 2. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что бустерный насос окислителя выполнен шнековым и снабжен газовой турбиной для осуществления его привода, рабочим телом которой служит окислительный газ, отводимый из упомянутой турбины турбонасосного агрегата, и после срабатывания на газовой турбине бустерного насоса, сбрасываемый в его выходной коллектор. 3. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что на трубопроводе отвода окислительного газа к турбине бустерного насоса окислителя установлен теплообменник для подогрева газа наддува баков ракеты. 4. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что трубопровод отвода окислительного газа выведен по ходу газа после турбины турбонасосного агрегата. 5. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что в качестве газа наддува баков ракеты используют гелий. 6. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что в качестве пускового горючего применяют смесь триэтилбора и триэтилалюминия. 7. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по пп.1 и 6, отличающийся тем, что первая ампула с пусковым горючим снабжена мембраной, выполненной с возможностью разрыва под действием давления. 8. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по пп.1 и 6, отличающийся тем, что вторая ампула с пусковым горючим снабжена мембраной, выполненной с возможностью разрыва под действием давления.