СПОСОБ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И ЖИДКОСТНОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2002 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ракетному двигателестроению, и может быть использовано при создании двигателей первых и вторых ступеней ракет-носителей, а также разгонных блоков при выведении полезных нагрузок на околоземную орбиту.

Известны несколько типов ЖРД без газогенератора: например, двигатель J-2S и двигатели типа RL-10 [1, 2, 3], работающие на кислороде и водороде (оба двигателя разработки США).

Двигатель J-2S состоит из камеры сгорания, ТНА подачи окислителя и горючего, агрегатов автоматики и регулирования. Двигатель работает по "открытой" схеме со сбросом отработанного на турбинах газа в закритическую часть сопла. Схема охлаждения - регенеративная с использованием водорода в качестве хладагента. Отличительной чертой двигателя является отсутствие газогенератора: в качестве рабочего тела для турбин используются продукты сгорания, отобранные с помощью специального устройства из основной камеры и охлажденные до приемлемой температуры. Использование этого устройства, интегрированного в камеру сгорания и работающего в высокотемпературной среде при большом давлении, накладывает высокие требования по прочности и надежности. Кроме того, сброс отработанного на турбине газа без его дожигания снижает удельные характеристики двигателя.

Ракетные двигатели типа RL-10 [1, 2, 3], выполненные по безгазогенераторной схеме, имеют в своем составе единый ТНА окислителя и горючего, камеру сгорания, регенеративного охлаждения, агрегаты автоматики и регулирования. Водород используется в качестве хладагента для охлаждения камеры сгорания, а затем в качестве рабочего тела для привода ТНА. Отработанный на турбине водород подается в форсуночную головку камеры сгорания и дожигается при оптимальном соотношении компонентов. Таким образом, двигатель работает по замкнутому циклу, обеспечивая наилучшие удельные характеристики. Для работы такого двигателя необходим специальным образом спроектированный тракт охлаждения, позволяющий разогреть водород до требуемой температуры. Кроме того, необходимо иметь значительно больший напор по линии горючего, чем по линии окислителя, т.к. водород необходимо пропустить не только в камеру сгоранию, но и через тракт охлаждения, а также обеспечить необходимый перепад на турбине ТНА.

В качестве прототипа изобретения выбран жидкостный ракетный двигатель, включающий в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи горючего и окислителя, турбину, соединенную с трактом регенеративного охлаждения и камерой сгорания, а также теплообменник, установленный на выходе из турбины между турбиной и камерой сгорания [4].

Двигатель работает следующим образом. Один из компонентов топлива, подаваемых в двигатель, после выхода из насоса поступает в теплообменник в качестве хладагента, а затем используется как охладитель в тракте охлаждения камеры сгорания. После разогрева в тракте компонент используют в качестве рабочего тела для привода турбины, а затем в качестве теплоносителя в теплообменнике, где часть тепловой энергии передается хладагенту. После этого весь компонент через форсуночную головку подают в камеру сгорания, где его сжигают при оптимальном соотношении компонентов. Недостатком прототипа является наличие в его схеме теплообменника, обеспечивающего теплосъем большой мощности - для двигателя тягой 1700 кН с давлением в камере сгорания 13 МПа эта величина составляет 50-60 МВт. При таком теплосъеме необходимо поддерживать довольно большой перепад давления на теплообменнике, что увеличивает энергонапряженность ТНА. Габаритно-массовые характеристики подобного теплообменника и технологические проблемы его создания могут нивелировать ожидаемые улучшения энерго-массовых характеристик двигателя в целом. Включение нового агрегата - теплообменника - в схему двигателя может повлечь за собой снижение его надежности.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении надежности двигателя и улучшении его энерго-массовых характеристик.

Поставленная задача достигается за счет организации непрерывной циркуляции определенного количества компонента, используемого в качестве охладителя по контуру - тракт охлаждения камеры сгорания, турбины основного и бустерного турбонасосного агрегата (ТНА), насос основного ТНА, тракт охлаждения. Двигатель работает непрерывно, используя в качестве горючего водородное или углеводородное топливо, а в качестве окислителя кислород. Способ работы двигателя заключается в том, что один из компонентов топлива полностью, а второй частично подают в смесительную головку камеры сгорания и сжигают при оптимальном соотношении компонентов. При этом оставшуюся часть второго компонента топлива направляют в качестве охладителя в тракт охлаждения камеры сгорания, где ее нагревают и газифицируют, после чего используют в качестве рабочего тела для привода турбин основного и бустерного ТНА. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с холодным жидким компонентом, поступающим в двигатель. При этом давление жидкого компонента топлива превышает давление насыщенных паров полученной смеси.

Предложенный способ работы реализуется устройством - жидкостным ракетным двигателем, содержащим камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи горючего и окислителя, турбину. При этом двигатель снабжен насосом бустерного ТНА и смесителем, последовательно расположенными перед насосом основного ТНА на магистрали подачи компонента, используемого в качестве охладителя. Насос основного ТНА подает этот компонент топлива в форсуночную головку камеры сгорания двигателя и в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт охлаждения связан с входами турбин основного и бустерного ТНА, а их выходы соединены со смесителем. В смесителе отработавший на турбинах газ конденсируется, смешиваясь с жидким компонентом, поступающим из бустерного насоса ТНА. При этом насос бустерного ТНА обеспечивает бескавитационную работу насоса основного ТНА на подогретом компоненте большего расхода.

Изобретение поясняется чертежом, на котором приведена принципиальная схема предлагаемого двигателя. Двигатель содержит насос 1 бустерного ТНА, смеситель 2 и насос 3 основного ТНА подачи одного из компонентов топлива, используемого в качестве охладителя, форсуночную головку 4 камеры сгорания 5, тракт охлаждения 6 камеры сгорания 5, турбину 7 основного ТНА, турбину 8 бустерного ТНА, насос подачи второго компонента 9. Агрегаты автоматики и наддува на схеме не показаны.

Если в качестве охладителя используется, например, горючее, то ЖРД работает следующим образом. Горючее, жидкий водород или метан, поступает из соответствующего бака ракеты к насосам, установленным на магистрали подачи этого компонента: сначала к насосу 1 бустерного ТНА, а затем через смеситель 2 к насосу 3 основного ТНА. Горючее после выхода из насоса 3 основного ТНА распределяется по двум трубопроводам: по первому оно поступает через форсуночную головку 4 в камеру сгорания 5, а по второму - в тракт охлаждения 6 камеры сгорания 5. Получившийся после нагрева горючего в тракте охлаждения газ используется для привода турбин 7, 8 основного и бустерного ТНА. После того как горючее понизит свою температуру, отдав часть энергии турбинам, оно подается в смеситель, расположенный между насосом 1 бустерного и насосом 3 основного ТНА, где оно полностью перемешивается с холодным компонентом. Таким образом, расход данного компонента топлива через замкнутый контур охлаждения поддерживается постоянным. Второй компонент топлива - в данном случае - окислитель, поступающий в двигатель из соответствующего бака ракеты, подается в насос 9, поступает в форсуночную головку 4 камеры сгорания 5, после чего оба компонента топлива сжигаются в камере при оптимальном соотношении компонентов.

Предлагаемый способ работы ЖРД обеспечивает более низкий уровень давлений в системе подачи по сравнению с обычной "замкнутой" схемой примерно в два раза, не требует специально спроектированного тракта охлаждения, обеспечивающего более высокий разогрев охладителя, в нем отсутствует газогенератор. Двигатель работает при более низкой температуре на турбине по сравнению с прототипом. Предлагаемая схема двигателя и организация рабочего процесса в двигателе позволяют использовать в качестве горючего не только водород, но и метан. Отсутствие специальной вставки для отбора горячего газа из камеры сгорания, как у двигателя J-2S, или специального тракта охлаждения, как у семейства двигателей RL-10, или теплообменника, как у прототипа, повышает надежность двигателя и упрощает технологию его изготовления.

Предлагаемые способ работы жидкостного ракетного двигателя и его устройство могут быть использованы при создании безгазогенераторных ЖРД первых и вторых ступеней ракет-носителей, а также разгонных блоков при выведении полезных нагрузок на околоземную орбиту.

Источники информации
1. Космонавтика: Энциклопедия / Под редакцией В.П. Глушко. - М.: Советская энциклопедия, 1985, с. 337.

2. AIAA 98-3676, Design And Development of a 50k LOX/Hydrogen Upper Stage Demonstrator, - S. Peery and A. Minick, Joint Propulsion Conference & Exhibit, July 13-15, 1998/ Cleveland, OH.

3. AIAA 98-3675, Design And Development of an Advanced Expander Combuster, - S. Peery and A. Minick, Joint Propulsion Conference & Exhibit, July 13-15, 1998/ Cleveland, OH.

4. Патент РФ 2149276, кл. F 02 K 9/42 "Жидкостной ракетный двигатель".

Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем. Изобретение позволяет повысить надежность и улучшить энергомассовые характеристики жидкостного ракетного двигателя. 2 с.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ работы жидкостного ракетного двигателя путем подачи компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания, отличающийся тем, что часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов (ТНА), после чего отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. 2. Жидкостной ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину, отличающийся тем, что двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного ТНА насос бустерного ТНА и смеситель, при этом выход насоса основного ТНА соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания, который, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного ТНА, выходы которых соединены со смесителем.