СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2003 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для охлаждения камер сгорания ракетных двигателей.

Современные жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) характеризуются высокими давлениями в камере сгорания (КС) и большими тепловыми потоками в критическом сечении, доходящими до 60 МВт/м². Такие тепловые потоки требуют применения специальных систем охлаждения камеры сгорания ЖРД для обеспечения температурного режима стенок КС. От эффективности работы системы охлаждения КС в значительной степени зависит надежность работы ЖРД и его эффективность (чем хуже охлаждение, тем больше непроизводительные затраты на обеспечение необходимого температурного режима стенок КС).

Известны технические решения системы охлаждения с использованием внутреннего завесного охлаждения [1]. Однако при этом возникают значительные непроизводительные потери энергетики двигателя (снижение удельного импульса по сравнению с таким же двигателем без внутренней завесы) и снижается плотность топлива (на внутреннюю завесу пускают часть горючего, что увеличивает его общий расход, и т. к. горючее менее плотно, чем окислитель, то плотность топлива снижается).

Наиболее близким аналогом изобретения являются схемы проточного охлаждения стенки КС охлаждающей жидкостью, которая протекает с большой скоростью между внутренней и внешней оболочкой (трактом регенеративного охлаждения) КС. При этом, в качестве этой жидкости может использоваться штатный компонент (например, горючее) [2].

Недостатками прототипа являются:
- малоэффективное охлаждение КС;
- использование в качестве охладителя одного из компонентов ЖРД.

Задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения КС и, как следствие, эффективности ЖРД и расширение возможности применения ЖРД.

Это достигается за счет того, что в систему охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, включающую в себя тракт регенеративного охлаждения, введен баллон хранения промежуточного охладителя с клапаном, теплообменник-охладитель, при этом выход из тракта регенеративного охлаждения камеры сгорания соединен со входом в теплообменник-охладитель через турбину по линии теплоносителя, а выход теплообменника-охладителя по линии теплоносителя сообщен с помощью клапана с баллоном хранения промежуточного охладителя, причем вход и выход теплообменника-охладителя по линии холодоносителя соединены соответственно с магистралью подачи и отвода холодоносителя, выход насоса соединен со входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.

На чертеже изображена предложенная система охлаждения камеры сгорания (КС) жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), где:
1 - КС;
2 - магистраль подачи и отвода холодоносителя;
3 - турбина;
4 - насос;
5 - баллон хранения промежуточного охладителя;
6 - теплообменник-охладитель;
7 - клапан;
8 - тракт регенеративного охлаждения.

Предложенная система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя включает в себя камеру сгорания 1 с трактом регенеративного охлаждения 8, турбину 3, насос 4, теплообменник-охладитель 6, магистраль подачи и отвода холодоносителя 2 и баллон хранения промежуточного охладителя 5 с клапаном 7, при этом выход из тракта регенеративного охлаждения 8 камеры сгорания 1 соединен со входом в турбину 3, а выход турбины 3 соединен со входом в теплообменник-охладитель 6 по линии теплоносителя, выход теплообменника-охладителя 6 по линии теплоносителя соединен со входом в насос 4 и с баллоном хранения промежуточного охладителя 5 через клапан 7, а вход и выход теплообменника-охладителя 6 по линии холодоносителя соединен с магистралью подачи и отвода холодоносителя 2, выход насоса 4 соединен со входом в тракт регенеративного охлаждения 8 камеры сгорания 1.

Система охлаждения КС ЖРД функционирует следующим образом. В тракте регенеративного охлаждения 8 КС 1 происходит нагрев промежуточного охладителя. После чего газообразный промежуточный охладитель (или газожидкостная смесь, если в КС 1 не происходит полная газификация охладителя) срабатывает на турбине 3, приводящей в действие насос 4. После турбины 3 промежуточный охладитель подается в теплообменник-охладитель 6, где охлаждается или конденсируется за счет теплообмена с холодоносителем, подаваемым по магистрале 2. Далее в насосе 4 происходит нагнетание давления промежуточного охладителя и он вновь подается на вход в тракт регенеративного охлаждения 8 КС 1. Цикл замкнулся.

Баллон 5 предназначен для хранения промежуточного охладителя и компенсации его утечек, с помощью клапана 7, в случае возможной негерметичности контура системы охлаждения.

Энергия для компенсации с помощью насоса 4 неизбежных при охлаждении КС 1 потерь давления промежуточного охладителя получается за счет разности работ нагретого охладителя на турбине 3 и охлажденного охладителя в насосе 4.

При запуске ЖРД с предложенной системой охлаждения КС необходимо предусмотреть предварительную раскрутку турбины 3 и насоса 4, чтобы обеспечить прокачку промежуточного охладителя через тракт регенеративного охлаждения 8 КС 1 в начале работы ЖРД для обеспечения необходимого теплового режима внутренней стенки КС 1, что происходит за счет подачи охладителя из баллона 5 через клапан 7, где охладитель хранится под высоким давлением. В этом случае при останове двигателя возможна закачка охладителя назад в баллон 5.

Предложенная система охлаждения позволяет за счет использования высокоэффективного промежуточного охладителя и его повышенных перепадов давления в тракте охлаждения КС резко интенсифицировать теплоотвод от внутренней стенки КС ЖРД и увеличить уровень давления в КС. Это ведет к увеличению удельного импульса двигателя и повышает плотность топлива. Например, для высотного двигателя тягой 8000 кгс при давлении в КС ~ 160 ата использование предлагаемой системы охлаждения увеличивает удельный импульс на 2% по сравнению с прототипом и на 0,1% плотность топлива. При этом прирост массы полезного груза, например, для разгонного ракетного блока типа ДМ составляет 150 кг (на 8-12% больше, чем у прототипа).

Поскольку предложенная система охлаждения КС является самообеспечивающейся в части компенсации в цикле потерь давления промежуточного охладителя, то наличие в ЖРД предлагаемой системы охлаждения позволяет снизить мощность агрегатов системы подачи компонентов топлива, что благоприятно сказывается на массе двигателя и позволяет реализовывать при прочих равных условиях более высокие давления в КС.

Все элементы предложенной системы охлаждения КС ЖРД являются хорошо известными в науке и технике и не представляют больших сложностей при производстве. Поэтому производство представленной системы охлаждения возможно на базе уже существующих производств без переделки последних.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", стр. 58-59, /в 2-х книгах /Под ред. В.М. Кудрявцева, изд. 4-е перераб. и доп. - М.: "Высшая школа", 1993 - ил.

2. "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", стр. 55-57, /в 2-х книгах /Под ред. В.М. Кудрявцева, изд. 4-е перераб. и доп. - М.: "Высшая школа", 1993 - ил.

Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя с трактом регенеративного охлаждения содержит баллон хранения промежуточного охладителя с клапаном и теплообменник-охладитель. Выход тракта регенеративного охлаждения камеры сгорания соединен со входом в теплообменник-охладитель через турбину по линии теплоносителя. Выход теплообменника-охладителя по линии теплоносителя сообщен с помощью клапана с баллоном хранения промежуточного охладителя. Вход и выход теплообменника-охладителя по линии холодоносителя соединены соответственно с магистралью подачи и отвода холодоносителя. Выход насоса соединен со входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Изобретение позволит повысить эффективность и расширить возможности жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, включающая в себя тракт регенеративного охлаждения, отличающаяся тем, что в нее введен баллон хранения промежуточного охладителя с клапаном, теплообменник-охладитель, при этом выход тракта регенеративного охлаждения камеры сгорания соединен со входом в теплообменник-охладитель через турбину по линии теплоносителя, а выход теплообменника-охладителя по линии теплоносителя сообщен с помощью клапана с баллоном хранения промежуточного охладителя, причем вход и выход теплообменника-охладителя по линии холодоносителя соединены соответственно с магистралью подачи и отвода холодоносителя, выход насоса соединен со входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.