СПОСОБ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТУРБОНАСОСНОЙ ПОДАЧЕЙ КИСЛОРОДНО-МЕТАНОВОГО ТОПЛИВА Российский патент 2003 года по МПК F02K9/48 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), конкретно к ЖРД с турбонасосной подачей двухкомпонентного топлива, включающего сжиженный кислород (окислитель) и сжиженное метановое горючее (в том числе природный газ, состоящий в основном из метана).

Известен способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором метановое горючее используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры и для получения восстановительного газа при сгорании в газогенератора (ГГ) с частью кислородного окислителя, причем полученный газ срабатывают на турбине и отработавший газ дожигают в камере с остальной массой окислителя - см. Acta Astronautica, Vol. 41, Nos 4-10, р. 211, fig.2 - аналог изобретения.

В известном способе-аналоге для охлаждения камеры используют все метановое горючее, расходуемое ЖРД; после охлаждения камеры подогретое горючее подают непосредственно на сжигание в ГГ. Таким образом, необходимый напор метанового насоса включает суммарные потери давления в проточном тракте охлаждения камеры и на турбине. Вследствие этого при уровне давления в камере р_к≈15 МПа давление в охлаждающем тракте достигает 50 МПа, что приводит к разрушению механических связей между внутренней и внешней оболочками камеры. Во избежание этого приходится идти на снижение р_к, что ограничивает получаемую величину удельного импульса тяги ЖРД (I_уд), то есть не позволяет использовать в достаточной степени потенциальную химическую энергию кислородно-метанового топлива для получения тяги двигателя.

Известен способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, после использования хладагент смешивают с оставшейся массой горючего, повышают давление смеси и подают ее в газогенератор на сгорание с частью кислородного окислителя в целях получения восстановительного газа, который срабатывают на турбине, и отработавший газ дожигают в камере с остальной массой окислителя - см. Acta Astronautica, Vol. 41, Nos 4-10, р.211, fig.3 - прототип изобретения.

Использование способа-прототипа позволяет снизить давление в проточном тракте охлаждения камеры до уровня, приемлемого по соображениям конструкционной прочности. Однако при этом подкачивающая насосная ступень, обеспечивающая повышение давления смеси горючего, работает на горячем продукте, плотность которого мала, а потому потребляемая мощность (а вместе с ней габариты и масса) подкачивающей насосной ступени может достигать больших величин (возрастающих с ростом р_к). Это обстоятельство ограничивает достижимый уровень p_к величиной ≈17 МПа, что ограничивает получаемую величину параметра I_уд.

Предлагаемое изобретение решает техническую задачу повышения удельного импульса тяги ЖРД.

Поставленная техническая задача решается тем, что в способе работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, после использования хладагент смешивают с оставшейся массой горючего, повышают давление смеси и подают ее в газогенератор на сгорание с частью кислородного окислителя в целях получения восстановительного газа, который срабатывают на турбине, и отработавший газ дожигают в камере с остальной массой окислителя, согласно изобретению перед смешением с оставшейся массой горючего использованный хладагент охлаждают путем теплообмена с кислородным окислителем; часть горючего расходуют на создание завесного охлаждения камеры путем подачи охладителя на внутреннюю стенку камеры через предусмотренный в ней пояс отверстий. В частном случае изобретения на завесное охлаждение камеры расходуют (4-10)% всей массы горючего.

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

Изобретение поясняется чертежами, где
- на фиг.1 представлена схема ЖРД, функционирующего согласно изобретению;
- на фиг.2 показано изменение параметров метанового хладагента в зависимости от давления в камере.

Согласно фиг. 1 ЖРД содержит создающую тяговое усилие камеру 1 с форсуночной головкой 1А и сверхзвуковым реактивным соплом 1Б, предназначенный для подачи жидкого топлива в турбонасосный агрегат (ТНА), который включает соосно установленные и последовательно расположенные насос кислородного окислителя 2 с подкачивающей ступенью 2А, насос метанового горючего 3 с подкачивающей ступенью 3А и газовую турбину 4. Она подключена на входе к газогенератору 5, а на выходе посредством выхлопного газовода 6 - к упомянутой форсуночной головке 1А. Эта головка соединена также с насосом окислителя посредством высоконапорного трубопровода 7 с установленными в нем дросселем 8 и теплообменником 9. Газогенератор 5 подключен по линии питания горючим посредством высоконапорного трубопровода 10 к выходу насосной ступени 3А. По линии питания окислителем ГГ подключен к выходу насосной ступени 2А посредством высоконапорного трубопровода 11 с установленным в нем регулятором 12. Камера имеет корпус с двумя стенками, образующими тракт проточного охлаждения 1В. Он сообщен с рабочим (огневым) пространством камеры посредством пояса отверстий 1Г, выполненных во внутренней стенке камеры. Тракт 1В сообщен входом посредством трубопровода 13 с насосом горючего 3, а выходом сообщен с насосной ступенью 3А посредством трубопровода 14, в котором размещен вышеупомянутый теплообменник 9. После него упомянутый трубопровод 14 подключен (в месте 15) к входу насосной ступени 3А.

Описанный ЖРД работает следующим образом. Сжиженный кислород поступает в насос 2, из которого основная часть жидкости (≈80%) по трубопроводу 7 подается в форсуночную головку 1А камеры 1. Оставшаяся часть окислителя поступает в подкачивающую насосную ступень 2А, из которой по трубопроводу 11 подается в форсуночную головку газогенератора 5. Сжиженный метан (или сжиженный природный газ) поступает в насос 3, из которого часть горючего (m_прот) по трубопроводу 13 подается в тракт проточного охлаждения 1В камеры. Остальное горючее поступает в подкачивающую насосную ступень 3А.

Из охлаждающего тракта 1В небольшая доля горючего (m_завес) подается через пояс отверстий 1Г на внутреннюю стенку камеры в целях дополнительного ее охлаждения (изнутри). Охлаждающий эффект объясняется тем, что у внутренней стенки камеры, омываемой потоком горячих газов, создается относительно холодный защитный слой (завеса) газожидкостной смеси, движущийся в том же направлении, что и основной поток. Эффект охлаждения обусловлен как поглощением теплоты при испарении завесы, так и тем, что пары охладителя, поступая в пограничный слой, увеличивают его толщину и уменьшают тем самым теплопередачу в стенку.

Пройдя тракт 1В, хладагент расходом (m_прот-m_завес) поступает по трубопроводу 14 через теплообменник 9 на вход подкачивающей насосной ступени 3А, предварительно (в месте 15) смешавшись с горючим, поступившим из ступени 3. Ступень 3А повышает давление горючего и подает его в форсуночную головку газогенератора 5. От сгорания жидких топливных компонентов с избытком горючего в ГГ образуется восстановительный газ, поступающий на лопатки турбины 4, которая приводит во вращение топливные насосы через общий с ними вал (обычно состоящий из двух частей, соединенных рессорой). Отработавший на турбине газ поступает по выхлопному газоводу 6 в форсуночную головку камеры и дожигается в рабочем пространстве камеры с окислителем, поступившим из трубопровода 7. Высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле 1Б, создавая тягу ЖРД.

Изменение соотношения топливных компонентов при работе ЖРД достигается воздействием на дроссель 8, изменение тяги достигается при помощи регулятора 12.

Роль теплообменника 9 состоит в том, чтобы охладить за счет хладоресурса жидкого кислорода горючее, нагревшееся в тракте проточного охлаждения камеры. Охлаждением горючего достигается повышение его плотности (вплоть до величины для первоначально жидкого продукта), что снижает затраты мощности на привод подкачивающей насосной ступени 3А и ТНА в целом; в результате этого становится возможным поднять рабочее давление в камере и повысить удельный импульс тяги. Однако при итоговой оценке получаемого выигрыша (то есть приращения массы полезного груза ракетного аппарата) необходимо учитывать утяжеление конструкции двигателя за счет массы теплообменника.

Получению приемлемого технического результата способствует введение заветного охлаждения камеры. Во-первых, это позволяет уменьшить величину расхода хладагента m_прот и/или его скорость, а следовательно, снизить гидравлическое сопротивление охлаждающего тракта (Δp) и в итоге уменьшить необходимую мощность метанового насоса 3. Во-вторых, введение завесного охлаждения позволяет снизить нагрев горючего в тракте проточного охлаждения (ΔТ), что вместе с упомянутым уменьшением m_прот создает благоприятные условия для работы теплообменника. Очевидно, что с увеличением расхода m_завес снижается удельный импульс тяги ЖРД. Наилучшие результаты достигаются при m_завес=(4-10)% от расхода горючего через двигатель m_г (частный случай изобретения).

Продемонстрируем эффективность предложенного способа результатами расчета энергетического баланса для кислородно-метанового ЖРД, спроектированного на номинальную тягу в пустоте R_п=18 тc при номинальном р_к=150 кгс/см². Камера этого ЖРД форсировалась нами по давлению с пропорциональным увеличением тяги. Соответственно этому менялись величины m_прот, Δp и ΔT (принято m_завес= 0,05m_г): см. фиг. 2. Задача состояла в том, чтобы определить максимально достижимую величину давления в камере p_к ^max, при которой обеспечивается баланс мощностей насосов и приводящей их турбины. Искомая величина p_к ^max составила 250 кгс/см² при температуре восстановительного газа перед турбиной 1000 К (отношение давлений на турбине составило 2,34). Масса теплообменника оценена нами в (15-20) кг при рабочей поверхности не более 3 м², что вполне приемлемо.

Таким образом, для рассчитанного в качестве примера кислородно-метанового ЖРД предложенный способ обеспечивает достижение р_к= 250 кгс/см² (соответствует тяге 30 тс) по сравнению с р_к=170 кгс/см² для способа-прототипа. Соответствующее повышение параметра I_уд составляет 70 м/с, что является существенной прибавкой. Итак, ожидаемый технический результат подтвержден.

Наиболее целесообразной областью применения для предлагаемого способа являются ЖРД с тягой от нескольких единиц до нескольких десятков тонна-сил, где достигается наибольший (в количественном выражении) технический результат.

В заключение отметим, что существо изобретения не исчерпывается приведенной выше конкретной схемой ЖРД, иллюстрирующей предложенный способ: количество рабочих крыльчаток в насосах может быть различным, камера может содержать выходной сопловой насадок с радиационным или абляционным охлаждением; пояс завесного охлаждения камеры может рассчитываться на автономное питание (не связанное непосредственно с трактом проточного охлаждения) и т. д.

Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры. После использования хладагент смешивают с оставшейся массой горючего, повышают давление смеси и подают ее в газогенератор на сгорание с частью кислородного окислителя в целях получения восстановительного газа, который срабатывают на турбине, и отработавший газ дожигают в камере с остальной массой окислителя. Перед смешением с оставшейся массой горючего использованный хладагент охлаждают путем теплообмена с кислородным окислителем, а часть горючего расходуют на создание завесного охлаждения камеры путем подачи охладителя на внутреннюю стенку камеры через предусмотренный пояс отверстий. Изобретение позволит повысить удельный импульс тяги ракетного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, после использования хладагент смешивают с оставшейся массой горючего, повышают давление смеси и подают ее в газогенератор на сгорание с частью кислородного окислителя в целях получения восстановительного газа, который срабатывают на турбине, и отработавший газ дожигают в камере с остальной массой окислителя, отличающийся тем, что перед смешением с оставшейся массой горючего использованный хладагент охлаждают путем теплообмена с кислородным окислителем, часть горючего расходуют на создание завесного охлаждения камеры путем подачи охладителя на внутреннюю стенку камеры через предусмотренный в ней пояс отверстий. 2. Способ работы жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что на завесное охлаждение камеры расходуют (4-10)% всей массы горючего.