ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА КРИОГЕННЫХ КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА С ЗАМКНУТЫМ КОНТУРОМ ПРИВОДА ТУРБИНЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА Российский патент 2002 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), работающим на криогенных компонентах топлива, таких как жидкий кислород и жидкий метан, в которых рабочим телом турбины турбонасосного агрегата (ТНА) является газ, вырабатываемый в замкнутом контуре, включающем регенеративную рубашку охлаждения камеры двигателя.

Известен ЖРД на криогенных компонентах топлива с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата, включающий камеру с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и контур привода турбины турбонасосного агрегата, в который входят последовательно соединенные между собой тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, регулятор расхода и насос (см. патент США 3516254, МПК F 02 K 9/02, 1967 г.).

В ЖРД, описанном в патенте США 3516254, введен автономный замкнутый аммиачный контур охлаждения камеры и привода силовой турбины с теплообменником-конденсатором на байпасе напорной ветви водородной магистрали и собственным циркуляционным насосом. Регулирование двигателя обеспечивается изменением расхода через упомянутый водородный байпас, а также байпасированием турбины. Конкретные расчеты показывают, что практическое воплощение описанной схемы осложняется, трудностями энергетической увязки насосной и турбинной частей ТНА, опасностью замораживания конденсата в холодильнике, недостаточностью проработки вопросов регулирования.

Задача, на решение которой направлено изобретение - расширение функциональных возможностей безгазогенераторных ЖРД с полузамкнутым контуром привода турбины ТНА, упрощение конструкции и компоновки ЖРД применительно к ЖРД, в качестве компонента, топлива которого используется жидкий метан.

Технический результат, который может быть получен, состоит:
- в повышении надежности ЖРД;
- в снижении массовых характеристик двигателя;
- в снижении стоимости ЖРД за счет исключения из схемы двигателя некоторых агрегатов, которые использовались в предшествующих конструкциях ЖРД.

Поставленная задача решается тем, что в ЖРД на криогенных компонентах топлива с замкнутым контуром привода турбины ТНА, включающим камеру с трактом регенеративного охлаждения, ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и контур привода турбины ТНА, в который входят последовательно соединенные между собой тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, регулятор расхода, и насос, согласно изобретению на выходе насоса горючего установлен управляемый делитель расхода, один из выходов которого соединен со смесительной головкой камеры, а другой - с трактом регенеративного охлаждения камеры, насос горючего выполнен многоступенчатым, в выходной патрубок турбины ТНА соединен с той ступенью насоса горючего, в которой давление будет не ниже критического. При этом в участок контура, соединяющий выход турбины с входом в насос горючего, может быть включен холодильник, который установлен в выходной магистрали насоса окислителя, или холодильник может быть установлен в выходной магистрали насоса горючего до или после делителя расхода, на входе в тракт регенеративного охлаждения; либо в участок контура, соединяющий выход турбины со входом в насос горючего, могут быть включены последовательно соединенные два холодильника, установленные соответственно в выходной магистрали насоса горючего и выходной магистрали насоса окислителя.

Кроме того, в магистрали между выходом турбины ТНА и входом в насос горючего может быть установлен двухходовой управляемый клапан, один из выходов которого соединен с атмосферой, или в магистрали между выходом турбины ТНА и входом в насос горючего может быть установлен обратный клапан, а выход турбины через одноходовой управляемый клапан соединен с атмосферой.

Причем на входной магистрали насоса горючего может быть установлен бустерный насос, приводом которого является турбина, вход в которую соединен с выходом турбины турбонасосного агрегата, а выход - со входом в насос горючего.

Также в схему двигателя может быть введен газогенератор, питаемый от выходных магистралей насоса горючего и насоса окислителя, а выход его соединен с входной магистралью турбины турбонасосного агрегата.

Изобретение поясняется чертежами (фиг.1...9), на которых представлены принципиальные схемы двигателя (ЖРД), использующего метан в сжиженном состоянии в качестве горючего, часть расхода которого участвует в охлаждении камеры двигателя, газифицируется в каналах регенеративного охлаждения камеры и является рабочим телом турбины ТНА двигателя.

На фиг. 1 представлена схема ЖРД, в которой отработанный газ после турбины впрыскивается во вторую ступень насоса горючего.

Двигатель (фиг.1) включает турбонасосный агрегат 1, насос окислителя 2, двухступенчатый насос горючего 3, турбину 4, которые установлены на одном валу 5, и камеру двигателя 6. Выходная магистраль 7 насоса окислителя 2 соединена со смесительной головкой 8 камеры двигателя 6. Первая ступень 9 насоса горючего 3 соединена со входом 10 второй ступени 11 этого насоса, выход которой 12 соединен с делителем расхода 13. Выход 12 этого насоса с одной стороны соединен со входом 14 в смесительную головку камеры двигателя, а с другой - со входом 15 в тракт регенеративного охлаждения 16 камеры двигателя 6. Выход 17 из тракта регенеративного охлаждения соединен со входом в турбину 4. Выход из турбины 18 соединен со входом 10 второй ступени насоса горючего через регулятор расхода 19 двигателя.

Схема двигателя, представленная на фиг.2, отличается от схемы двигателя, представленной на фиг.1, тем, что выход 18 из турбины 4 соединен со входом 10 второй ступени 11 насоса горючего 3 через холодильник 20, установленный в выходной магистрали 7 насоса окислителя 2.

Схема двигателя, представленная на фиг.3, отличается от схемы двигателя, представленной на фиг.1, тем, что выход 18 из турбины 4 соединен со входом 10 второй ступени 11 насоса горючего 3 через холодильник 21, установленный в выходной магистрали 12 второй ступени 11 насоса горючего 3, а на схеме двигателя, представленной на фиг. 4, холодильник 21 установлен на входе 15 в тракт регенеративного охлаждения 16.

Схема двигателя, представленная на фиг.5, отличается от схемы двигателя, представленной на фиг.1, тем, что выход 18 из турбины 4 соединен со входом 10 второй ступени 11 насоса горючего 3 через последовательно соединенные холодильники 22, 23, один из которых - 22 установлен в выходной магистрали 12 второй ступени 11 насоса горючего 3, другой - 23 установлен в выходной магистрали 7 насоса окислителя 2.

Установка холодильников улучшает работу насоса горючего, исключая кавитационные процессы на входе второй ступени насоса горючего.

Схема двигателя, представленная на фиг.6, отличается от схемы двигателя, представленной на фиг.1, тем, что выход из турбины 4 соединен со входом 10 второй ступени 11 насоса горючего 3 через двухходовой управляемый клапан 24. При этом на запуске выход турбины 18 соединен с атмосферой через клапан 24.

После запуска двигателя дренаж отсекается и отработанный после турбины газ поступает на вход второй ступени 10 насоса горючего 3.

В схеме двигателя, представленной на фиг.7, запуск двигателя обеспечивается с использованием управляемого клапана 25 и обратного клапана 26, установленного в магистрали 10 на входе во вторую ступень 11 насоса горючего 3.

Схема двигателя, представленная на фиг.8, отличается от схемы двигателя, представленной на фиг.2, тем, что на входной магистрали 10 насоса горючего 3 установлен бустерный насос 27, приводом которого является турбина 28, вход в которую соединен с выходом турбины 18 ТНА 4, а выход - со входом в бустерный насос. Бустерный насос, обычно шнековый, позволяет работать с паровой фазой в нагнетаемой среде.

Схема ЖРД, представленная на фиг.9, отличается тем, что в схему двигателя введен газогенератор 29, питаемый от выходных магистралей 12 и 7 насоса горючего и насоса окислителя. С выхода 30 газогенератора 29 газ вводится в магистраль 17 подвода газа в турбину ТНА.

Работа двигателя
Окислитель - жидкий кислород и горючее - жидкий метан с выходов соответствующих насосов 2 и 3 подаются непосредственно в смесительную головку 8 камеры 6 двигателя. Причем большая часть горючего подается в смесительную головку через управляемый делитель расхода 13, а меньшая часть (20...40%) - в рубашку охлаждения камеры 16. Горючее, проходя по каналам регенеративного охлаждения камеры, нагревается в них, газифицируется и подается на вход турбины 4 ТНА, приводя ее во вращение. Отработанный после турбины газ через регулятор расхода вновь возвращается в насос горючего 3 - во вторую ступень 11 или n-ступень насоса.

Ввод отработанного турбогаза в n-ступень определяется давлением горючего на входе n-ступени. Это давление должно быть выше критического для того, чтобы предотвратить опасность образования пара на входе n-ступени насоса, которая может привести к кавитации насоса. Для метана это давление составляет ~45 кгс/см².

Для облегчения работы многоступенчатого насоса горючего в схеме двигателя используются теплообменники-холодильники фиг.2...7, в которых происходит снижение температуры отработанного парогаза турбины.

При запуске в схеме двигателя используется управляемый двухходовой клапан 24 (фиг.6).

Запуск двигателя может осуществляться с выбросом рабочего тела турбины в атмосферу (фиг.6) через управляемый двухходовой клапан 24, установленный на выходной магистрали турбины 4.

При этом в момент запуска этот клапан перекрывает магистраль, соединяющую выход турбины со входом в насос горючего 10, и соединяет выход турбины с атмосферой. После выхода двигателя на основной режим работы этот клапан приводится в другое положение, при котором закрывается выброс газа в атмосферу и открывается магистраль ввода газа в насос горючего.

В другом способе запуска двигателя (фиг.7) используется одноходовой клапан 25, устанавливаемый на выходе турбины, и обратный клапан 26, устанавливаемый в магистрали, соединяющей выход турбины со входом в насос горючего 10.

В период запуска отработанный газ после турбины выбрасывается в атмосферу, а обратный клапан предотвращает байпасный сброс с выхода насоса горючего. При выходе двигателя на основной режим клапан 25 закрывается, а обратный клапан 26 открывается.

Запуск и работа двигателя по схеме, изображенной на фиг.8, практически не отличается от работы двигателя на фиг.1...7. Отличием является то, что отработанный после турбины 4 газ направляется не на вход насоса горючего, а на дополнительную турбину 28 бустерного насоса 27 горючего. Этот газ после срабатывания на турбине 28 поступает на вход основного насоса горючего 3. При срабатывании газа на дополнительной турбине 28 происходит понижение его давления и температуры до величин, обеспечивающих бескавитационную работу насоса горючего 3.

Работа двигателя по схеме фиг.9 имеет также некоторые отличия от работы двигателя по схемам фиг.1...8. Эти отличия сводятся к тому, что как на запуске, так и на основном режиме работы используется газогенератор 29, который вырабатывает газ, идущий на подогрев турбогаза турбины 4. Подогрев турбогаза осуществляется за счет непосредственного смешения генераторного газа в магистрали 17 турбогаза, что обеспечивает повышение мощности турбины и соответственно повышение достижимого рабочего давления в камере, т.е., в конечном счете, эффективности двигателя.

Жидкостный ракетный двигатель на криогенных компонентах топлива с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата включает камеру с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, и контур привода турбины турбонасосного агрегата. В контур привода турбонасосного агрегата входят последовательно соединенные между собой тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина, насос горючего. На выходе насоса горючего установлен управляемый делитель расхода, один из выходов которого соединен со смесительной головкой камеры, а другой - с трактом регенеративного охлаждения камеры. Насос горючего выполнен многоступенчатым, выходной патрубок турбины турбонасосного агрегата соединен с той ступенью насоса горючего, в которой давление будет не ниже критического давления возникновения кавитации. Выход из турбины турбонасосного агрегата соединен со входом второй ступени насоса горючего через регулятор расхода. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя и снизить его массовые характеристики и стоимость. 9 з.п.ф-лы, 9 ил.

1. Жидкостный ракетный двигатель на криогенных компонентах топлива с замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата, включающий камеру с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены со смесительной головкой камеры, при этом в контур привода турбины турбонасосного агрегата входят последовательно соединенные между собой тракт регенеративного охлаждения камеры, турбина турбонасосного агрегата, регулятор расхода, насос, отличающийся тем, что на выходе насоса горючего установлен управляемый делитель расхода, один из выходов которого соединен со смесительной головкой камеры, а другой - с трактом регенеративного охлаждения камеры, насос горючего выполнен многоступенчатым, выходной патрубок турбины турбонасосного агрегата соединен с той ступенью насоса горючего, в которой давление будет не ниже критического. 2. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в участок контура, соединяющий выход турбины турбонасосного агрегата со входом в насос горючего, включен холодильник, который установлен в выходную магистраль насоса окислителя. 3. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в участок контура, соединяющий вход турбины турбонасосного агрегата со входом в насос горючего, включен холодильник, который установлен в выходной магистрали насоса горючего до делителя расхода. 4. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в участок контура, соединяющий выход турбины турбонасосного агрегата со входом в насос горючего, включен холодильник, который установлен после делителя расхода на входе в тракт регенеративного охлаждения камеры. 5. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что участок контура, соединяющий выход турбины турбонасосного агрегата со входом в насос горючего, соединен через последовательно соединенные холодильники, установленные соответственно в выходной магистрали насоса горючего и выходной магистрали насоса окислителя. 6. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в магистрали между выходом турбины турбонасосного агрегата и входом в насос горючего установлен двухходовой управляемый клапан, один из выходов которого соединен с атмосферой. 7. Жидкостный ракетный двигатель по пп. 1 и 4, отличающийся тем, что в магистрали между выходом турбины турбонасосного агрегата и входом в насос горючего установлен обратный клапан, а выход турбины через одноходовой управляемый клапан соединен с атмосферой. 8. Жидкостный ракетный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что на входной магистрали насоса горючего установлен бустерный насос, приводом которого является турбина, вход в которую соединен с выходной магистралью турбины турбонасосного агрегата двигателя, а выход - со входом бустерного насоса горючего. 9. Жидкостный ракетный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что в схему двигателя введен газогенератор, питаемый от входных магистралей насоса горючего и насоса окислителя, а выход его соединен с входной магистралью турбины турбонасосного агрегата двигателя. 10. Жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в качестве окислителя используется жидкий кислород, а в качестве горючего - жидкий метан.