ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ И СПОСОБ ЗАПУСКА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ Российский патент 2002 года по МПК F02K9/62 F02K9/95 

Изобретение относится к области жидкостных реактивных двигателей, применяемых в ракетной технике, в составе ракетных блоков космического применения, к которым предъявляются жесткие требования экономии массы и энергопотребления, поскольку, вывод на орбиту лишней массы конструкции и источников энергии связан с большими экономическими затратами. Такие двигатели должны многократно запускаться на орбите в условиях глубокого вакуума космического пространства. Это могут быть двигатели малой тяги (ЖРДМТ) с малыми расходами компонентов несамовоспламеняющегося топлива. Изобретение может быть использовано в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.

Известен жидкостный ракетный двигатель малой тяги (ЖРДМТ) (см. "Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей"/ Под ред. Г.Г. Гахуна, М., Машиностроение, 1989, стр.159, рис.8.8), содержащий основную камеру сгорания с магистралями подвода окислителя и горючего, с пускоотсечными клапанами. Компоненты топлива воспламеняются при смешении их потоков в камере. Недостатком такого устройства двигателя малой тяги является то, что он предназначен только для работы на самовоспламеняющихся компонентах топлива.

Известен также жидкостный ракетный двигатель, принятый за прототип (см. патент ФРГ 1264870 М.кл. F 02 K 9/02), содержащий основную камеру сгорания и предкамеру, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру, магистраль подвода горючего в основную камеру, воспламенительное устройство. Недостатком такого решения, с точки зрения его применимости для двигателя малой тяги, является то, что данное устройство двигателя, включающее, кроме перечисленных узлов, две турбины, три насоса и сложную пневмогидравлическую схему, громоздко и тяжело и не предусматривает существенного изменения расходов одного из компонентов между основной камерой сгорания и предкамерой - изменение расходов возможно только в пределах регулирования (не более 10%). Поэтому это решение не применимо для двигателя малой тяги, имеющего соотношение расходов между основной камерой и предкамерой, близкое к единице. Известен способ запуска жидкостного ракетного двигателя (см. "Основы теории и расчета жидкостного ракетного двигателя" /Под ред. В.М. Кудрявцева, М. , Высшая школа, 1975, стр.462, рис. 13.23), осуществляющий ступенчатый запуск ЖРД, включающий предварительную подачу окислителя в основную камеру сгорания и подачу горючего в основную камеру сгорания с одновременным воспламенением смешивающихся потоков. При этом ступенчато, по времени, увеличиваются суммарный расход компонентов топлива и давления в камере. Такой способ запуска исключает заброс давления в камере по сравнению с полной первоначальной подачей компонентов. Способ применяется, например, для двигателей первых ступеней ракет-носителей с тягой в несколько десятков тонн и с давлением в камере несколько десятков атмосфер при нормальном атмосферном давлении в камере в момент запуска, и больших суммарных расходов топлива.

Применение такого способа запуска практически невозможно для двигателей малой тяги с малыми расходами компонентов, поскольку существенное уменьшение расхода одного из компонентов (т.е. ступенчатая подача) и так при очень малых расходах не обеспечивало бы надежного воспламенения при давлении в камере, много ниже атмосферного, резко ухудшило бы интенсивность смешения компонентов и понизило бы полноту сгорания и удельную тягу. Кроме того, условия запуска ЖРДМТ в космосе при низком давлении в камере сами по себе не требуют ступенчатого запуска с изложенной точки зрения.

Известен способ запуска ЖРД, принятый за прототип, реализованный схемой, приведенной на рис.4.7, стр.77, в книге "Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей"/Под ред. Г.Г. Гахуна, М., Машиностроение, 1989, включающий подачу пусковых порций окислителя и горючего в предкамеру ЖРД с одновременным зажиганием компонентов топлива электрической свечой. Образующаяся струя продуктов сгорания воспламеняет основные компоненты, поступающие в камеру сгорания. Недостаток такого способа запуска - прототипа заключается в том, что в нем суммарный расход компонентов через основную камеру сгорания (более нескольких кг/сек), и относительно малые количества пусковых компонентов в предкамеру, составляющие менее 1% от суммарного расхода, приводят к тому, что влияние полноты сгорания топлива в предкамере на энергетические характеристики камеры сгорания (удельную тягу, расходный комплекс и др.) ничтожно мало.

Применение такого способа запуска оправдано для двигателей большой тяги и практически не применимо для ЖРДМТ, в которых соотношение расходов компонентов в основную камеру и предкамеру близко к 1.0. Одновременная работа предкамеры и основной камеры в этом случае приводит к значительным потерям в удельной тяге двигателя, поскольку полнота сгорания в предкамере мала.

Задачей настоящего изобретения является увеличение полноты сгорания (ϕ_к) и увеличение удельного импульса ЖРДМТ, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Задача выполняется конструктивным решением ЖРДМТ и способом его запуска.

1. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий основную камеру и предкамеру, воспламенительное устройство, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру и магистраль подвода горючего в основную камеру сгорания, в котором в предкамеру вводится смесительный элемент с реакционной внутренней полостью и шнеком, выполненным на его внутренней поверхности, в воспламенительном устройстве, установленном перед смесительным элементом, расположена полость подачи горючего, соединенная с магистралью подвода горючего в предкамеру, на выходе смесительного элемента, на его наружной поверхности установлена втулка, образующая с корпусом смесительного элемента полость закручивания потока горючего, которая соединена тангенциальными каналами, выполненными во втулке, с магистралью подвода горючего в основную камеру сгорания, при этом выход полости закручивания горючего в основную камеру сгорания пережат кольцевым выступом, выполненным во втулке, магистраль подвода окислителя соединена с коллектором, расположенным перед входом в шнек смесительного элемента со стороны основной камеры сгорания.

2. Способ запуска жидкостного ракетного двигателя по п.1, включающий подачу окислителя в предкамеру и последующую подачу горючего в предкамеру с одновременным зажиганием компонентов топлива, в котором после достижения установившейся первоначальной величины давления в основной камере сгорания подачу горючего в предкамеру прекращают и осуществляют подачу горючего в основную камеру сгорания, при этом массовый расход горючего в предкамеру до прекращения его подачи равен массовому расходу горючего в основную камеру сгорания после достижения установившейся окончательной величины давления в основной камере сгорания.

Технический результат нового ЖРДМТ и способа его запуска состоит в увеличении полноты сгорания в камере (увеличение коэффициента камеры - ϕ_к, в увеличении удельного импульса тяги двигателя - I, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Технический результат достигается введением новых элементов и их выполнением, т. е. смесительного элемента со шнеком на его наружной поверхности, втулки с тангенциальными отверсиями, полости закручивания горючего с кольцевым выступом для пережатия его выходного сечения, полости подачи горючего под воспламенительным устройством. Шнек расположен в тракте подачи газа-окислителя и закручивает поток газа в реакционной полости и полости подачи горючего за воспламенительным устройством. После протекания газа-окислителя через шнек в реакционной полости образуется закрученное течение с интенсивностью закрутки, превышающей критическую. Из-за этого в закрученном течении окислителя образуется приосевая вихревая зона циркуляционного течения (обратный ток), газодинамические параметры и параметры турбулентности которой благоприятны для смешения газообразного окислителя с горючим, впрыскиваемым как в полость подачи горючего за воспламенительным устройством - в предкамеру, так и в основную камеру через полость закручивания горючего для смешения горючего и окислителя на выходе из смесительного элемента, (см. А. Гупта, Д. Лилли, Н. Сайред, "Закрученные потоки". Мир, Москва, 1987).

Интенсивное смешение горючего с закрученным потоком газообразного окислителя в реакционной полости и полости подачи горючего за воспламенительным устройством обеспечивает поступление топливной смеси в воспламенительное устройство на запуске и надежный запуск двигателя.

При подаче всего расхода горючего в предкамеру - при впрыске горючего в приосевую циркуляционную зону, как показывает опыт исследований и эксплуатации, полнота сгорания топлива неприемлемо мала, особенно при низкой - "комнатной" температуре газа-окислителя. Как было установлено, потери тепловой энергии при такой организации горения составляют около 30% от всей энергии, запасенной в топливе. Таким образом, при работе камеры, имеющей смесительную головку с впрыском горючего только в полость подачи горючего за воспламенителем значение ϕ_к не превышает 0,7.

Причиной малоэффективного горения топливной смеси в этом случае считается интенсивное подмешивание к ней циркуляционным потоком в приосевой зоне обратного тока охлажденных продуктов сгорания из основной камеры. Из-за этого сгорание топливной смеси, забалластированной продуктами сгорания, происходит при недостаточном количестве окислителя, и к тому же часть выделяющейся тепловой энергии затрачивается на нагрев подмешанных холодных продуктов сгорания.

В противоположность этому впрыск горючего в основную камеру сгорания через полость закручивания горючего и взаимодействие потоков горючего и окислителя на входе в камеру сгорания (окислитель из реакционной полости и горючее из полости закручивания) приводит к непосредственному и интенсивному смешению и сгоранию компонентов топлива в благоприятных условиях, при повышенных значениях масштаба и интенсивности турбулентности. Опыт использования такого вида смешения показывает, что при такой организации горения достигается практически полное сгорание смешивающихся компонентов топлива (ϕ_к= 1).
Интенсивному смешению потока окислителя и горючего на выходе в камеру сгорания способствует введение пережатия выходного сечения полости закручивания горючего кольцевым выступом. Из-за этого закрученный поток горючего приближается к закрученному потоку газа, истекающему из реакционной полости. Тем самым интенсифицируется эжекция потока горючего потоком газа-окислителя, т.е. интенсифицируется смешение.

Для увеличения полноты сгорания (ϕ_к) камеры такого устройства на стационарном режиме работы - при установившемся давлении продуктов сгорания в камере необходимо исключить подачу горючего в предкамеру, т.е. исключить смешение горючего с окислителем в реакционной полости - в зоне обратного тока. Это достигается прекращением впрыска горючего в полость подачи горючего за воспламенительным устройством и переключением всего расхода горючего в основную камеру сгорания через полость закручивания горючего.

При впрыске всего расхода горючего в полость подачи горючего за воспламенительным устройством в вихревую зону закрученного течения, как отмечалось выше, ϕ_к1= 0,7. При выключении этого расхода горючего и переключении его в основную камеру сгорания через полость закручивания горючего обеспечивается практически полное сгорание смешавшихся компонентов топлива, (ϕ_к= 1).
Увеличение полноты сгорания Δϕ_к, а следовательно, и относительный прирост удельного импульса тяги - ΔI при этом составит
ΔI = Δϕ_к= 1-Δϕ_к1= 0,3.
Если, например, на запуске двигателя с точки зрения надежного запуска необходимо подавать горючее как в полость горючего под воспламенительным устройством, так и в основную камеру через полость закручивания, то прирост полноты сгорания Δϕ_к и относительный прирост удельного импульса, ΔI могут быть определены по формуле
ΔI = Δϕ_к= 1-[(0,7+η)/(η+1)], (1)
где η = m_гг/m_гв,
m_гг - массовый расход горючего в полость закручивания горючего,
m_гв - массовый расход горючего в полость подачи горючего за воспламенительным устройством.

Формула (1) получена из условия, что образуется двухслойное кольцевое течение, во внутреннем слое которого ϕ_к1= 0,7, а во внешнем ϕ_к2= 1.
Значения ΔI,Δϕ_к, рассчитанные по формуле (1), приведены на фиг.2, из которой видно, что влияние низкой полноты сгорания во внутреннем слое - в реакционной зоне заметно даже при значении η = 10, т.е. при значении массового расхода горючего через полость подачи горючего под воспламенительным устройством, составляющем около 10% от расхода горючего в основную камеру сгорания. Таким образом, даже в этом случае ΔI = Δϕ_к= 2,8% , и имеется основание выключать подачу горючего в предкамеру после достижения в основной камере установившегося предварительного уровня давления продуктов сгорания.

Суть изобретения поясняется:
фиг.1, на которой изображен общий вид ЖРДМТ,
фиг.2, на которой изображена зависимость ΔI,Δϕ_к от η.
ЖРДМТ включает в себя основную камеру сгорания (1), к оболочке которой (2), присоединяется предкамера (3) с воспламенительным устройством (4). В предкамере (3) расположен смесительный элемент (5) и втулка (6), выполненные, например, из меди М-1. После соединения, например, путем пайки, между внешней поверхностью смесительного элемента (5) и внутренней поверхностью втулки (6) образуется полость закручивания горючего (7). Во втулке (6) выполняются тангенциальные отверстия (8) и кольцевой выступ (9). Внутри смесительного элемента (5) расположена реакционная полость (12), а на внешней поверхности шнек (13). Перед шнеком (13), между внешней поверхностью смесительного элемента (5) и корпусом предкамеры (14) образуется коллектор подвода окислителя (15). К нему присоединен подводящий трубопровод газа-окислителя (16). Перед смесительным элементом (5) с зазором по отношению к нему (17) установлено воспламенительное устройство (4), содержащее полость подачи горючего (18) в предкамеру (3). Перед дозирующими отверстиями горючего (19) располагается коллектор (20) и трубопровод (21) для подачи горючего в предкамеру (3).

Способ запуска ЖРДМТ реализуется предложенным устройством в следующей последовательности действий.

- На запуске подают газообразный окислитель в предкамеру (3); при этом на подводящем трубопроводе (16) открывают пускоотсечной клапан (на фиг.1 не показан), и газообразный окислитель поступает в коллектор (15) и закручивается шнеком (13).

- После этого в цилиндрическом канале реакционной зоны (12) возникает закрученное течение газа с осевой вихревой зоной обратного тока, которое распространяется и в полость подачи горючего (18).

- После этого жидкий компонент - горючее впрыскивают только в предкамеру (3) из трубопровода (21) и коллектора (20) через отверстия (19) в полость подачи горючего (18).

- В полости подачи горючего (18) горючее смешивается с закрученным потоком газа-окислителя, в результате чего образуется топливная смесь, которая распространяется как в воспламенительное устройство (4), так и в реакционную полость (12).

- При работе воспламенительного устройства (4) топливная смесь в реакционной полости (12) загорается, и в основную камеру истекают высокотемпературные продукты сгорания.

- После предварительного установления давления в основной камере (1) поступление горючего в предкамеру (3) прекращают, путем, например, закрытия пускоотсечного клапана (на фиг.1 не показан) на подводящей магистрали горючего (21).

- Тот же массовый расход горючего подают в основную камеру (1) через полость закручивания горючего (7). Для этого на подводящем трубопроводе (11), например, открывается клапан (на фиг.1 не показан), и горючее через коллектор (10), тангенциальные отверстия (8) и полость закручивания горючего (7) поступает в основную камеру (1). При этом закрученный поток горючего отклоняется кольцевым выступом (9) в направлении потока газа-окислителя, истекающего из реакционной полости (12) предкамеры (3). После этого давление в основной камере сгорания увеличивается вследствие увеличения полноты сгорания (ϕ_к) при переходе на более эффективную организацию смешения и сгорания компонентов топлива на выходе из реакционной полости (12) предкамеры (3) и окончательно устанавливается.

Останов двигателя осуществляется прекращением подачи горючего в основную камеру (1), для чего закрывают клапан на трубопроводе (11). После этого прекращают подачу газа-окислителя в предкамеру (3), например, закрытием клапана, установленного на трубопроводе (16).

Таким образом, предложенное устройство ЖРДМТ и способ запуска с переключением массового расхода жидкого компонента - горючего из предкамеры в основную камеру после набора установившегося предварительного уровня давления позволили решить поставленную задачу - достичь увеличения полноты сгорания, а следовательно, и увеличения удельного импульса тяги двигателя при работе его на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги предназначен для использования в составе ракетных блоков космического применения. В камеру сгорания двигателя вводится смесительный элемент с реакционной внутренней полостью и закручивающим газообразный компонент шнеком, выполненным на его внутренней поверхности. В воспламенительном устройстве, установленном перед смесительным элементом, расположена полость подачи горючего с отверстиями впрыска горючего. На выходе смесительного элемента, на его наружной поверхности установлена втулка, образующая с корпусом смесительного элемента полость закручивания потока горючего, в ней имеются тангенциальные отверстия горючего. Выход полости закручивания горючего в основную камеру сгорания пережат кольцевым выступом, выполненным во втулке. В способе запуска такого ракетного двигателя предусматривается после достижения установившейся первоначально величины давления в основной камере сгорания выключение подачи горючего в предкамеру и переключение всего массового расхода горючего в основную камеру сгорания. Изобретения позволяют увеличить полноту сгорания в камере удельный импульс тяги двигателя, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. 2 с.п.ф-лы, 2 ил.

1. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий основную камеру и предкамеру, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру и магистраль подвода горючего в основную камеру сгорания, воспламенительное устройство, отличающийся тем, что в нем в предкамеру вводится смесительный элемент с реакционной внутренней полостью и шнеком, выполненным на его внутренней поверхности, в воспламенительном устройстве, установленном перед смесительным элементом, расположена полость подачи горючего, соединенная с магистралью подвода горючего в предкамеру, на выходе смесительного элемента, на его наружной поверхности установлена втулка, образующая с корпусом смесительного элемента полость закручивания потока горючего, которая соединена тангенциальными каналами, выполненными во втулке, с магистралью подвода горючего в основную камеру сгорания, при этом выход полости закручивания горючего в основную камеру сгорания пережат кольцевым выступом, выполненным во втулке, магистраль подвода окислителя соединена с коллектором, расположенным перед входом в шнек смесительного элемента со стороны основной камеры сгорания. 2. Способ запуска жидкостного ракетного двигателя малой тяги по п. 1, включающий подачу окислителя в предкамеру и последующую подачу горючего в предкамеру с одновременным зажиганием компонентов топлива, отличающийся тем, что после достижения предварительной установившейся величины давления в основной камере сгорания подачу горючего в предкамеру прекращают и осуществляют подачу горючего в основную камеру сгорания, при этом массовый расход горючего в предкамеру до прекращения его подачи равен массовому расходу горючего в основную камеру сгорания после достижения установившейся окончательной величины давления в основной камере сгорания.