СПОСОБ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТУРБОНАСОСНОЙ ПОДАЧЕЙ КРИОГЕННОГО ТОПЛИВА НА ОСНОВЕ КИСЛОРОДНОГО ОКИСЛИТЕЛЯ И УГЛЕВОДОРОДНОГО ГОРЮЧЕГО И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ СПОСОБА Российский патент 2003 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к ЖРД с турбонасосной подачей топлива, состоящего из раздельно хранимых окислителя и горючего; по крайней мере, один из этих топливных компонентов (кислородный окислитель) является криогенным.

Известен способ работы ЖРД с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, при котором приводную турбину топливных насосов вращают паром, полученным из сконденсированного продукта, отличного от горючего, с использованием теплоты от продуктов сгорания тяговой камеры и от окислительного газа, получаемого при сгорании части топлива с избытком окислителя вне камеры сгорания тяговой камеры, причем массу генерируемого окислительного газа используют впоследствии для создания тяги камеры, а отработавший на турбине пар охлаждают, используя для этого хладоресурс окислителя, и полученный при этом конденсат возвращают в соответствующий насос: см. пат. RU 2155273 С1, 18.08.1999, фиг.1 - прототип изобретения.

Известен ЖРД с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, включающий камеру с форсуночной головкой и охлаждаемым корпусом, окислительный газогенератор, турбонасосный агрегат из паровой турбины и насосов окислителя, горючего и конденсата отработавшего пара, причем вход турбины соединен с выходом насоса конденсата через магистраль, включающую охлаждающий тракт камеры и смонтированный на выходе газогенератора теплообменник-нагреватель для получения пара турбины, а выход турбины сообщен с входом насоса конденсата через магистраль с теплообменником-конденсатором для охлаждения отработавшего пара криогенным кислородным окислителем: см. пат. RU 2155273 С1, 18.08.1999, фиг.1 - прототип изобретения.

Принципиальным достоинством указанных способа-прототипа и устройства-прототипа является отсутствие потерь удельного импульса тяги (I_у) двигателя на привод турбонасосного агрегата (ТНА), поскольку отработавший (то есть энергетически обесценившийся) пар турбины подают повторно - после охлаждения - в рабочий контур, а не выбрасывают из двигателя через выхлопную систему. Благодаря этому величины I_у для двигателя и для камеры (синоним понятия "тяговая камера") совпадают. Однако при осуществлении способа-прототипа и устройства-прототипа на практике оказывается невозможным в полной мере использовать потенциальную химическую энергию ракетного топлива для получения высоких значений I_у.

Указанный недостаток обусловлен тем, что в известных решениях функционирование окислительного газогенератора (то есть агрегата, вырабатывающего окислительный газ) для получения рабочего пара турбины связано со снижением располагаемого хладоресурса окислителя: он не включает массу окислителя, расходуемую через газогенератор, и, кроме того, частично отнимается на охлаждение генерируемого окислительного газа (который на завершающем этапе рабочего цикла сбрасывается в поток жидкого окислителя). Оставшегося хладоресурса хватает на конденсирование лишь небольшой массы отработавшего пара турбины. Но при малом расходе пара энергетический баланс системы подачи, то есть равенство между располагаемой мощностью турбины и суммарной мощностью насосов, обеспечить для решений-прототипов при высоком давлении в камере (р_к) не представляется возможным. Этот недостаток усугубляется неэффективным использованием газогенератора как источника теплоты для получения рабочего тела турбины, поскольку для решений-прототипов параметры вырабатываемого окислительного газа (расход и температура) ограничены возможностью конденсации отработавшего пара. При таком ограничении невозможно нагреть достаточное количество рабочего тела турбины до высокой температуры. В итоге достижимый уровень р_к ограничен для решений-прототипов величиной около 10 МПа, что обусловливает невысокие значения параметра I_у.

Изобретение решает техническую задачу повышения эффективности ЖРД, а именно повышения параметра I_у путем поднятия уровня р_к. Задача сводится к тому, чтобы в начале рабочего цикла получить достаточное количество высокотемпературного пара для совершения необходимой работы на турбине, а в конце цикла отдать поступающему в ЖРД холодному топливу неиспользованную теплоту от пара с тем, чтобы охладить (сконденсировать) его до степени, гарантирующей бескавитационную работу насоса.

Поставленная техническая задача решается тем, что в способе работы ЖРД с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, при котором приводную турбину топливных насосов вращают паром, полученным из сконденсированного продукта, отличного от горючего, с использованием теплоты от продуктов сгорания тяговой камеры и от окислительного газа, получаемого при сгорании части топлива с избытком окислителя вне камеры сгорания тяговой камеры, причем массу генерируемого окислительного газа используют впоследствии для создания тяги камеры, а отработавший на турбине пар охлаждают, используя для этого хладоресурс окислителя, и полученный при этом конденсат возвращают в соответствующий насос, согласно изобретению расходуемую для получения окислительного газа массу окислителя используют вначале для охлаждения отработавшего пара, а израсходованный на получение пара окислительный газ используют непосредственно для дожигания остальной части топлива в тяговой камере.

В частных случаях изобретения:
- часть общей массы рабочего пара турбины получают, используя теплоту продуктов сгорания топлива в камере, а часть массы, - используя теплоту окислительного газа;
- теплоту от продуктов сгорания топлива в камере используют для предварительного нагрева части рабочего тела турбины, нагревая затем всю массу рабочего тела теплотой окислительного газа;
- при получении рабочего пара турбины используют вначале теплоту окислительного газа, а затем теплоту продуктов сгорания топлива в камере.

Поставленная техническая задача решается также тем, что в ЖРД с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, включающем камеру с форсуночной головкой и охлаждаемым корпусом, окислительный газогенератор, турбонасосный агрегат из паровой турбины и насосов окислителя, горючего и конденсата отработавшего пара, причем вход турбины соединен с выходом насоса конденсата через магистраль, включающую охлаждающий тракт камеры и смонтированный на выходе газогенератора теплообменник-нагреватель для получения пара турбины, а выход турбины сообщен с входом насоса конденсата через магистраль с теплообменником-конденсатором для охлаждения отработавшего пара криогенным кислородным окислителем, согласно изобретению выход теплообменника-конденсатора по линии окислителя соединен с входом газогенератора, выход которого соединен с форсуночной головкой камеры посредством газового тракта с встроенным в него теплообменником-нагревателем.

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

Изобретение поясняется при помощи фиг.1, 2, 3, где представлена функциональная схема ЖРД, выполненного согласно изобретению.

Согласно фиг. 1 ЖРД содержит создающую тяговое усилие камеру 1 с форсуночной головкой 1А, камерой сгорания 1Б и сверхзвуковым реактивным соплом 1В; корпус камеры образован двумя соосными оболочками (внешней и внутренней), формирующими тракт 1Г для протока охладителя. Для подачи топлива в двигателе предусмотрен ТНА, который содержит насос кислородного окислителя (сжиженного кислорода) 2, двухступенчатый насос углеводородного горючего (например, керосина) 3, насос 4 для подачи сконденсированного рабочего тела турбины (например, аммиака) и паровую турбину 5. Первая ступень насоса 3 соединена посредством питающего трубопровода 6 с форсуночной головкой 1А камеры. Последняя сообщена также с газогенератором 7 через газовый тракт 8 с встроенным в него теплообменником-нагревателем 9 для получения рабочего пара турбины (см. ниже). Таким образом, газовый тракт газогенератора, теплообменника-нагревателя и камеры являются участками общего газодинамического канала.

В форсуночную головку 7А газогенератора поступают горючее от второй ступени насоса 3 по трубопроводу 10 и окислитель от насоса 2 по трубопроводам 11 и 12, между которыми расположен теплообменник-конденсатор 13 для охлаждения отработавшего пара турбины. Он поступает в теплообменник-конденсатор по трубопроводу 14 и отводится по трубопроводу 15 в насос 4. Выход его сообщен посредством разветвляющейся магистрали 16 с входами теплообменника-нагревателя 9 и охлаждающего тракта 1Г камеры. Их выходы сообщены с входом турбины 5 посредством трубопроводов 17 и 18 соответственно. Таким образом, насос 4 вместе с турбиной 5, теплообменниками 9, 13 и соединяющими их расходными магистралями образуют замкнутый контур для циркуляции рабочего тела турбины, претерпевающего фазовые превращения.

Описанный ЖРД работает следующим образом. Криогенный окислитель ракетного топлива поступает в насос 2, из которого по магистрали 11-12 подается в форсуночную головку 7А газогенератора 7. По пути окислитель охлаждает в теплообменнике 13 отработавший газ турбины 5 (см. ниже). В форсуночную головку 7А по трубопроводу 10 из насоса 3 поступает также небольшая часть углеводородного горючего (порядка 5% от общего его расхода через двигатель), которое сгорает в окислителе с избытком последнего. Генерируемый окислительный газ (с температурой порядка 700-1000К) поступает в теплообменник-нагреватель 9 и далее в форсуночную головку 1А камеры. Туда же по трубопроводу 6 поступает из 1-ой ступени насоса 3 основная масса горючего, расходуемого ЖРД. Эта масса дожигается в камере сгорания 1Б с окислительным газом, образуя высокотемпературные продукты сгорания топлива. Они поступают в реактивное сопло 1В и при истечении из него создают тягу камеры 1 (и ЖРД в целом).

Циркулирующее в замкнутом контуре рабочее тело для привода турбины 5 подается насосом 4 по магистрали 16 в теплообменник-нагреватель 9 и в охлаждающий тракт 1Г камеры. После их прохождения рабочее тело, находящееся в состоянии пара с закритическими параметрами, поступает по трубопроводам 17, 18 на турбину 5, которая приводит топливные насосы 2, 3, 4 через общий с ними вал (обычно состоит из двух частей, соединенных рессорой). Отработавший пар турбины поступает по магистрали 14 в теплообменник 13, где охлаждается (конденсируется) жидким кислородом (см. выше), после чего по трубопроводу 15 направляется в насос 4. Далее описанный цикл рабочего тела в замкнутом контуре повторяется.

На фиг.2 показана модифицированная по сравнению с фиг.1 схема получения рабочего пара турбины. Согласно этой схеме в охлаждающий тракт 1Г камеры по трубопроводу 16а поступает часть конденсата из насоса 4, а затем полученный пар смешивается с оставшимся "свежим" продуктом и поступает в теплообменник-нагреватель 9. Из него по трубопроводу 17 пар поступает на турбину.

На фиг. 3 показана еще одна модифицированная схема получения рабочего пара турбины. Согласно этой схеме вся масса конденсата поступает из насоса 4 по трубопроводу 16б вначале в теплообменник-нагреватель 9, а затем по трубопроводу 19 в охлаждающий тракт 1Г камеры. Из него полученный пар поступает по трубопроводу 18 на турбину.

Необходимо отметить, что существо изобретения не исчерпывается приведенными конкретными схемами:
- для охлаждения отработавшего пара турбины можно использовать не только окислитель, но и горючее ракетного топлива по линии питания камеры;
- при необходимости небольшая доля горючего или окислителя (несколько процентов) может использоваться в целях охлаждения корпуса газогенератора и внешней поверхности газового тракта;
- насос горючего может выполняться одноступенчатым;
- количество рабочих колес в насосах и турбине может быть различным;
- для настройки и регулирования тяги ЖРД может предусматриваться байпасная магистраль рабочего тела турбины с регулятором расхода в ней;
- в линии подачи окислителя или горючего может устанавливаться дроссель для регулирования соотношения топливных компонентов;
- в линии питания газогенератора горючим может устанавливаться регулятор расхода для управления температурой в газогенераторе и т.д.

Пример осуществления изобретения: ЖРД на топливе "кислород - керосин", с тягой 1 МН при p_к=15 МПа. Эти технические характеристики обеспечиваются при следующих параметрах рабочего контура турбины:
- расход аммиака 30 кг/с;
- параметры аммиака на входе в насос 4: давление 1,2 МПа, температура 300 К;
- давление на выходе аммиачного насоса 20 МПа;
- аммиачный пар срабатывается на турбине 5 с параметров 15 МПа/530К до 1,5МПа/290К;
- в газогенераторе 7 вырабатывается окислительный газ с температурой 800К при давлении 18 МПа;
- температура жидкого кислорода на входе/выходе теплообменника-конденсатора 13 100К/240К.

Полученное в конкретном примере значение р_к=15 МПа превышает в 1,5 раза этот параметр для решений-прототипов, что подтверждает ожидаемый технический результат. Как явствует из описания изобретения, он достигнут благодаря тому, что система получения рабочего пара турбины функционирует независимо от системы охлаждения отработавшего пара. Вследствие этого стало возможным форсировать рабочий процесс в газогенераторе по расходу и температуре, с тем чтобы поднять температуру пара перед турбиной, увеличить этим адиабатную работу и в итоге снизить расход пара через турбину. Это кардинальным образом улучшило тепловой баланс системы охлаждения при повышении температуры отработавшего пара, которое снизило опасность замерзания конденсируемого пара. В общем случае основной хладоресурс топлива сосредоточен в криогенном кислородном окислителе, имеющем на выходе насоса температуру ≈100К. В предлагаемом изобретении масса окислителя с этой начальной температурой в полной мере может быть использована для конденсации отработавшего пара турбины, что и обеспечивает теплоэнергетический баланс ЖРД при высоком давлении в камере, позволяющем получить высокий удельный импульс тяги.

Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, при котором расходуемую для получения окислительного газа массу окислителя используют вначале для охлаждения отработавшего пара, а израсходованный на получение пара окислительный газ используют непосредственно для дожигания остальной части топлива в тяговой камере. Реализующий способ жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего содержит теплообменник-конденсатор, выход которого по линии окислителя соединен с форсуночной головкой камеры посредством газового тракта со встроенным в него теплообменником-нагревателем. Изобретение позволяет повысить эффективность жидкостного ракетного двигателя путем повышения удельного импульса тяги. 2 с. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, при котором приводную турбину топливных насосов вращают паром, полученным из сконденсированного продукта, отличного от горючего, с использованием теплоты от продуктов сгорания тяговой камеры и от окислительного газа, получаемого при сгорании части топлива с избытком окислителя вне камеры сгорания тяговой камеры, причем массу генерируемого окислительного газа используют впоследствии для создания тяги камеры, а отработавший на турбине пар охлаждают, используя для этого хладоресурс окислителя, и полученный при этом конденсат возвращают в соответствующий насос, отличающийся тем, что расходуемую для получения окислительного газа массу окислителя используют вначале для охлаждения отработавшего пара, а израсходованный на получение пара окислительный газ используют непосредственно для дожигания остальной части топлива в тяговой камере. 2. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что часть общей массы рабочего пара турбины получают, используя теплоту продуктов сгорания топлива в камере, а часть массы, - используя теплоту окислительного газа. 3. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что теплоту от продуктов сгорания топлива в камере используют для предварительного нагрева части рабочего тела турбины, нагревая затем всю массу рабочего тела теплотой окислительного газа. 4. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что при получении рабочего пара турбины используют вначале теплоту окислительного газа, а затем теплоту продуктов сгорания топлива в камере. 5. Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, включающий камеру с форсуночной головкой и охлаждаемым корпусом, окислительный газогенератор, турбонасосный агрегат из паровой турбины и насосов окислителя, горючего и конденсата отработавшего пара, причем вход турбины соединен с выходом насоса конденсата через магистраль, включающую охлаждающий тракт камеры и смонтированный на выходе газогенератора теплообменник-нагреватель для получения пара турбины, а выход турбины сообщен с входом насоса конденсата через магистраль с теплообменником-конденсатором для охлаждения отработавшего пара криогенным кислородным окислителем, отличающийся тем, что выход теплообменника-конденсатора по линии окислителя соединен с входом газогенератора, выход которого соединен с форсуночной головкой камеры посредством газового тракта с встроенным в него теплообменником-нагревателем.