СПОСОБ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТУРБОНАСОСНОЙ ПОДАЧЕЙ КИСЛОРОДНО-МЕТАНОВОГО ТОПЛИВА Российский патент 2001 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива.

ЖРД, работающие на двухкомпонентном топливе из раздельно хранимых окислителя и горючего, составляют энергетическую основу ракетно-космической техники. В современных ракетах-носителях широко используется топливо, состоящее из сжиженного кислорода и керосина. В целях получения высокого удельного импульса тяги сгорание топливных компонентов осуществляют в тяговой камере ЖРД при высоком давлении (p_к). Его создает предусмотренный в конструкции ЖРД турбонасосный агрегат (ТНА) с осецентробежными топливными насосами и газовой турбиной. Рабочее тело для нее получают в газогенераторе (ГГ) при сгорании всей массы кислородного окислителя, расходуемого ЖРД, в сочетании с небольшой долей керосинового горючего (основная масса которого расходуется на регенеративное проточное охлаждение камеры). Полученный в ГГ окислительный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере с охладившим ее горючим. Такая функциональная схема позволила реализовать в кислородно-керосиновых ЖРД высокий уровень p_к - до 25 МПа, благодаря чему энергетические возможности применяемого топлива используются в полной мере. Дальнейшее повышение p_к лимитируется жаропрочностью неохлаждаемого ротора турбины, возможностями охлаждения камеры и ее конструкционной прочностью.

Кислородно-керосиновые ЖРД получили широкое применение в ракетно-космической технике по экологическим соображениям. Однако указанные двигатели перестают соответствовать сегодняшним потребностям, когда становятся насущными проблемы достаточности сырьевой базы топливных компонентов, стоимости вывода космических объектов, мест базирования стартовых комплексов и отчуждения территорий под падение отработавших ракетных ступеней. Перечисленные проблемы могут быть решены переводом ЖРД с высококипящего керосинового горючего на криогенное углеводородное: сжиженные метан (природный газ) или пропан. Наибольшие перспективы связываются с метановым горючим. В России сосредоточено 40% мировых запасов газа (который на 96-98% состоит из метана), его сжижение не представляет трудностей, и при развитой технической базе метановое ракетное горючее обещает быть вдвое дешевле керосина.

Метановое горючее (в сочетании с кислородным окислителем) превосходит керосин по удельному импульсу тяги на 200 м/с и существенно лучше по охлаждающей способности - при меньшей на ≈200 K температуре продуктов сгорания. Указанные преимущества нового горючего позволяют создать эффективные и высоконадежные ЖРД. Этому весьма способствует возможность перевода ГГ с окислительного на восстановительный газ: при надлежащей организации рабочего процесса в кислородно-метановом ГГ наличие избыточного метана не вызывает сажеобразования (в отличие от избыточного керосина). В этом случае температуру газа перед турбиной можно поднять с ≈850 K (соответствует окислительному газу) до ≈1300 K, а восстановительный газ (тем более кислородно-метановый) уже сам по себе обладает повышенной работоспособностью. При прочих равных условиях это позволяет поднять уровень p_к.

Далее, ЖРД с дожиганием восстановительного газа не подвержен опасности возгорания турбинного тракта (которая весьма вероятна для окислительного газа высокого давления, что требует целого комплекса дорогостоящих материаловедческих и конструктивных мероприятий), небольшие повреждения тракта восстановительного газа не приведут к аварии, а возникшие аварийные ситуации будут развиваться сравнительно медленно. Следовательно, в кислородно-метановом ЖРД можно предусмотреть специальную систему защиты, которая оперативно отключит неисправный двигатель без ущерба для испытательного стенда или стартового комплекса, для выполнения полета и сохранности полезного груза.

Важным является то обстоятельство, что после выключения кислородно-метанового ЖРД остатки топлива быстро испаряются из его магистралей (в то время как керосин приходится удалять принудительно, что является длительной процедурой, требующей специального оборудования и рабочих веществ). Благодаря этому снижается стоимость изготовления кислородно-метанового ЖРД, наряду с повышением его надежности (поскольку после контрольно-технологического испытания не требуется переборка материальной части), облегчается и удешевляется повторная эусплуатация ЖРД. Снимаются также (присущие керосиновому горючему) ограничения по многократному включению ЖРД в космосе.

Высокая надежность кислородно-метанового ЖРД обеспечит его длительный рабочий ресурс и безопасность ракеты-носителя в полете, что позволит многократно использовать ЖРД и, следовательно, реально снизит стоимость выведения полезных грузов.

Наконец, кислородно-метановые двигатели превосходят кислородно-керосиновые ЖРД и в экологическом отношении.

В итоге, концепция кислородно-метанового ЖРД создает хорошие предпосылки к появлению в недалеком будущем сравнительно недорогих ракетных аппаратов многократного использования, в том числе - возвращаемых крылатых ступеней с воздушным стартом (с борта самолета-носителя). Однако для этого необходимо решить ряд существенных вопросов и, в первую очередь, предложить такой способ работы ЖРД, который позволит эффективно реализовать потенциальные достоинства рабочего цикла с дожиганием восстановительного газа в тяговой камере применительно к кислородно-метановому топливу.

Известен способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором метановое горючее используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе, и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере - см. Acta Astronautica, vol. 41, Nos 4-10, p. 211, fig. 2 - аналог изобретения.

В известном способе-аналоге для охлаждения камеры используют все метановое горючее, расходуемое ЖРД; после охлаждения камеры подогретое горючее подают непосредственно на сжигание в ГГ. Вследствие этого необходимый напор метанового насоса включает суммарные потери давления в регенеративном проточном тракте охлаждения камеры и на турбине. Как показали расчеты, при уровне p_к ≈ 20 МПа в способе-аналоге необходимый напор метанового насоса достигает 50 МПа, и столь высокое давление в охлаждающей рубашке камеры разрушает механические связи между внутренней и внешней оболочками рубашки. Во избежание этого приходится идти на снижение p_к, что не позволяет реализовать в достаточной степени энергетические преимущества кислородно-метанового топлива.

Известен способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе, и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере - см. Acta Astronautica, vol. 41, Nos 4-10, p. 211, fig. 3 - прототип изобретения.

В способе-прототипе на охлаждение камеры расходуют лишь часть жидкого горючего; нагретый в рубашке хладагент смешивают затем с оставшейся частью горючего, повышают давление смеси в подкачивающей насосной ступени и подают на сгорание в ГГ. Использование способа-прототипа позволяет снизить давление хладагента в камерной рубашке до уровня, приемлемого по соображениям конструкционной прочности. Однако при этом возникает проблема обеспечения бескавитационной работы подкачивающей насосной ступени, что предполагает существенное ограничение подогрева горючего в охлаждающем тракте камеры. А это ведет, в свою очередь, к ограничению p_к величиной ≈15 МПа, что не позволяет реализовать энергетические преимущества кислородно-метанового топлива.

Предлагаемое изобретение решает техническую задачу обеспечения работоспособности кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного газа в камере при высоком уровне p_к, позволяющем реализовать высокий удельный импульс тяги, присущий кислородно-метановому топливу. При этом ЖРД должен иметь простую конструкцию, базирующуюся на освоенном уровне техники, с тем чтобы создание двигателя не требовало больших затрат средств и времени и серийный образец надежно функционировал в составе ракетного аппарата при многократном его использовании.

Поставленная техническая задача решается тем, что в способе работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере, согласно изобретению, на охлаждение камеры расходуют (20-50)% горючего, сжигая использованный хладагент непосредственно в камере, а горючее, расходуемое на получение рабочего тела турбины, подают в газогенератор при давлении выше начального давления хладагента.

При осуществлении изобретения ожидается технический результат, совпадающий с существом решаемой задачи.

Изобретение поясняется при помощи фиг. 1 и 2:
на фиг. 1 представлена схема ЖРД, функционирующего согласно изобретению;
на фиг. 2 представлена зависимость достижимого давления в камере сгорания от доли горючего, расходуемого на регенеративное проточное охлаждение конструкции камеры.

ЖРД на фиг. 1 содержит создающую тяговое усилие камеру 1 с форсуночной головкой 1а и сверхзвуковым реактивным соплом 1б, предназначенный для подачи жидкого топлива ТНА, который включает соосно установленные и последовательно расположенные насос кислородного окислителя 2 с подкачивающей ступенью 2а, насос метанового горючего 3 с подкачивающей ступенью 3а и газовую турбину 4. Своим питающим коллектором 4а она подключена к газогенератору 5, а выхлопным патрубком 4б - к форсуночной головке камеры. Насос окислителя соединен высоконапорным трубопроводом 6 с рабочим трактом форсуночной головки камеры, а насос горючего - высоконапорным трубопроводом 7 с трактом регенеративного проточного охлаждения камеры, который подключен выходом к рабочему тракту форсуночной головки. В целях питания газогенератора жидкими окислителем и горючим он подключен (своей форсуночной головкой 5а) посредством высоконапорных трубопроводов 8 и 9 к соответствующим подкачивающим насосным ступеням 2а и 3а, создающим дополнительный напор.

Описанный ЖРД работает следующим образом. Сжиженный кислород поступает в насос 2, из которого основная часть жидкости (≈90%) по трубопроводу 6 подается в форсуночную головку 1а камеры 1, а оставшаяся часть окислителя поступает в подкачивающую насосную ступень 2а и затем подается в форсуночную головку 5а газогенератора 5. Сжиженный метан поступает в насос 3, из которого (20-50)% массы горючего по трубопроводу 7 подается в тракт регенеративного охлаждения камеры 1, после которого поступает в форсуночную головку 1а; оставшаяся часть горючего, пройдя подкачивающую насосную ступень 3а, подается по трубопроводу 9 в форсуночную головку 5а газогенератора 5. От сгорания жидких топливных компонентов в нем образуется восстановительный газ, поступающий на лопатки турбины 4, которая приводит во вращение топливные насосы через общий с ними вал (обычно состоящий из двух частей, соединенных рессорой). Отработавший газ поступает по выхлопному патрубку 4б в форсуночную головку 1а камеры 1. В ее рабочем пространстве отработавший газ дожигается с жидким окислителем и нагретым в камерной рубашке горючим; высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле 1б, создавая тягу ЖРД.

Для предложенного способа нами рассчитана зависимость достижимого давления в камере сгорания (p_к) от доли горючего, расходуемого на регенеративное охлаждение камеры (m_охл) - см. фиг. 2. Расчеты выполнены для трех значений гидравлических потерь в карманной рубашке: 2,5 МПа, 8 МПа, 15 МПа; им соответствуют верхняя, средняя и нижняя кривые. Они определяют целесообразный диапазон m_охл = (20-50)%. Расширение этого диапазона вправо приводит к нежелательному снижению p_к и, следовательно, к падению удельного импульса тяги, а реализация m_охл < 20% весьма трудна по условиям охлаждения камеры. Согласно фиг. 2, максимальное значение реализуемого p_к = 30 МПа; при этом значении давление на входе в камерную рубашку меньше допустимых 50 МПа. Очевидно далее, что осуществление предложенного способа не требует кардинальных изменений в освоенной технике ЖРД с дожиганием. Итак, ожидаемый технический результат от изобретения подтвержден.

Изобретение относится к ракетной технике. 20-50% поступающего в двигатель метанового горючего расходуют на регенеративное охлаждение камеры, после чего сжигают в ней, а кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру и частично в восстановительный газогенератор, где в окислителе сжигают избыточное горючее, поступающее в газогенератор при давлении выше начального давления хладагента; полученный восстановительный газ срабатывают на турбине, после чего дожигают в камере. Технический результат состоит в обеспечении работоспособности кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного газа в камере при высоком уровне давлений, позволяющем реализовать высокий удельный импульс тяги. 2 ил.

Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере, отличающийся тем, что на охлаждение камеры расходуют 20 - 50% горючего, сжигая использованный хладагент непосредственно в камере, а горючее, расходуемое на получение рабочего тела турбины, подают в газогенератор при давлении выше начального давления хладагента.